FR2687794A1

FR2687794A1 - Ensemble radar de poursuite pour missile.

Info

Publication number: FR2687794A1
Application number: FR7738460A
Authority: FR
Inventors: M A Jones; A J Benson; C D Huggett; J A Gurr; R H Campbell
Original assignee: Marconi Co Ltd
Current assignee: BAE Systems Electronics Ltd
Priority date: 1976-12-20
Filing date: 1977-12-20
Publication date: 1993-08-27
Anticipated expiration: 1997-12-20
Also published as: SE7714416L; SE455238B; FR2687794B1; IT1206408B; US4752779A

Abstract

L'invention a trait au domaine des radars de poursuite pour guidage de missile. L'ensemble de guidage selon l'invention est essentiellement caractérisé en ce qu'il comprend un moyen pour dériver, à partir d'une boucle de poursuite d'angle de cible (44 à 47), un signal représentatif d'un mouvement apparent d'une cible à l'extérieur de la ligne de visée missile-cible causé par un changement d'attitude du missile, et un moyen pour envoyer le signal de mouvement apparent dans une boucle de stabilisation spatiale (47-8-49-30-46) afin d'ajuster la position de l'aérien et de compenser ledit mouvement apparent. Application notamment aux missiles air-air.

Description

La présente invention concerne des ensembles de radar

de poursuite et elle a une application importante dans les en-

sembles radar de poursuite destinés aux missiles guidés.

Dans un ensemble radar de poursuite typique, destiné à un missile guidé, on poursuit une cible au moyen d'un aérien multi-éléments, formant une pluralité de signaux de sortie à haute fréquence En particulier, ces signaux de sortie peuvent être additionnés et soustraits, afin de former un signal de somme et au moins un signal de différence, ces signaux étant traités

dans un récepteur multi-canaux et les signaux de sortie résul-

tants, à fréquence intermédiaire, étant alors comparés en am-

plitude et/ou en phase, de façon à produire au moins un signal de sortie de réception représentant l'orientation de la cible par

rapport à la ligne de visée de l'aérien On utilise alors ce si-

1-5 gnal de sortie de réception pour diriger le missile, de façon

qu'il suive une trajectoire qui intercepte la cible.

D'une façon générale, l'aérien est monté sur un disposi-

tif mécanique permettant un mouvement par rapport à deux axes

perpendiculaires entre eux, de sorte que, quelle que soit la di-

rection de la trajectoire d'interception vers la cible et l'orien-

tation du corps du missile par rapport à ce vecteur, la ligne de visée de l'aérien puisse être déplacée de façon à viser la cible,

c'est-à-dire que l'aérien puisse être déplacé de façon à poursui-

vre le missile Deslmoteurs électriques entraînent le dispositif

d'aérien et ils sont alimentés par le signal de sortie de récep-

tion, de façon telle que, lorsque la ligne de visée de l'aérien est dirigée sur la cible, le signal de sortie de réception soit

égal à zéro.

Le missile est maintenu sur la trajectoire d'interception correcte par mesure du mouvement angulaire spatial de la ligne de visée située entre le missile et la cible et en commandant le

mouvement du missile normalement à cette ligne de visée, en pro-

portion négative par rapport à ce mouvement angulaire spatial.

La valeur de l'angle de la ligne de visée est mesurée par un ou plusieurs gyroscopes montés de façon qu'ils se déplacent avec l'aérien, ces gyroscopes fournissant une référence spatiale Du fait que la ligne de visée de l'aérien avoisine la ligne de mire

missile-cible, les signaux de sortie du gyroscope sont propor-

tionnels au mouvement angulaire de la ligne de visée dans l'es-

pace. Si le corps du missile change d'attitude dans l'espace, et s'il existe une friction ou autre effet de ralentissement au niveau de l'ensemble d'aérien, le mouvement du corps du missile

tend à entraîner l'aérien avec ce dernier, c'est-à-dire qu'il dé-

place l'aérien hors de la ligne de visée du missile vers la cible.

Dans ces conditions, l'ensemble de guidage du missile enregistre un mouvement apparent de la cible qui, en fait, n'a pas eu lieu,

et forme un signal de sortie qui modifie l'accélération du mis-

sile de façon erronée, ce qui se traduit par le fait que l'in-

terception de la cible n'a pas lieu.

Pour surmonter cette difficulté, on prévoit généralement

une boucle de stabilisation spatiale ainsi qu'une boucle de pour-

suite d'angle de la cible Dans la boucle de stabilisation spa-

tiale, le signal de sortie des gyroscopes est utilisé non seule-

ment en tant que signal de sortie de la tête de repérage,mais également pour alimenter les moteurs entraînant le dispositif d'aériende façon telle que le mouvement de ce dernier compense

le mouvement du corps du missile, c'est-à-dire que l'aérien main-

tient son attitude spatiale et continue à être pointé selon la ligne de visée missile-cible Si l'on pouvait obtenir un gain très élevé dans la boucle de stabilisation spatiale, les erreurs qui interviennent peuvent être négligeables et, par conséquent, le guidage correct du missile pourrait être obtenu même si le corps dudit missile se déplace dans l'espace par rapport à la

ligne de visée missile-cible.

Cependant, le gain élevé nécessaire des boucles de sta-

bilisation spatiale demande des moteurs très puissants et une

bande passante large, afin de faire mouvoir le dispositif d'aé-

rien, ce qui vient au détriment de la réalisation de têtes de repérage de faible encombrement et bon marché, L'axe de rotation du missile peut être aussi élevé que 1000 degrés par seconde et la résolution désirée de la ligne de visée missile-cible dans l'espace n'est que de 0,01 degré/seconde, c'est-à-dire qu'un rapport 100 000:1 doit être maintenu sur une largeur de bande de plusieurs Hz Pour des missiles petits, il n'est pas possible

d'introduire des moteurs présentant la puissance requise compte-

tenu de la limitation en volume et de la limitation dans le

coût, et par conséquent des signaux de guidage erronés inter-

viennent du fait d'imperfections dans la boucle de stabilisation spatiale. La présente invention vise donc un ensemble de guidage

de missile permettant de remédier aux inconvénients ci-dessus.

Selon un premier aspect, la présente invention fournit un en-

semble de guidage de missile comprenant un moyen destiné à dériver à partir d'une boucle de poursuite d'angle de cible un

signal représentatif du mouvement apparent d'une cible à l'exté-

rieur d'une ligne de visée missile-cible et causé par une

modification de l'attitude du missile, et des moyens pour intro-

duire le signal de mouvement apparent dans une boucle de stabi-

lisation spatiale, afin d'ajuster la position de l'aérien pour

compenser ledit mouvement apparent.

Dans un ensemble radar de poursuite, il est très impor-

tant que, lorsque l'aérien multi-éléments reçoit un signal pro-

venant d'une cible, cet aérien soit maintenu en alignement avec la cible quelle que soit l'attitude dans l'espace d'un missile

sur lequel ledit aérien est monté.

A cet effet, et conformément à un second aspect de la pré-

sente invention, l'aérien multi-éléments d'un ensemble radar de poursuite est supporté de façon à osciller autour des axes d'azimut et d'élévation et il est agencé de façon telle qu'il puisse osciller autour d'un axe au moyen d'un train d'engrenages disposé au voisinage dudit axe, mais à osciller autour de l'autre

axe par l'intermédiaire d'un train d'engrenages distant dudit axe.

L'aérien multi-éléments peut être supporté de façon à

osciller autour des axes d'azimut et d'élévation dans des sus-

pensions à la cardan respectives et agencé de façon à osciller

autour d'un axe au moyen d'un train d'engrenages disposé au voi-

sinage de l'axe et au sein de la suspension, mais à osciller

autour de l'autre axe par l'intermédiaire d'un train d'engre-

nages distant de cet axe et de la suspension.

De façon préférée, le train d'engrenages destiné à l'os-

cillation de l'aérien autour de l'axe d'azimut est celui qui est disposé au voisinage de cet axe, tandis que le train d'en- grenages destiné à l'oscillation de l'aérien autour de l'axe

d'élévation est celui qui est distant dudit axe.

Chaque train d'engrenages peut comprendre un dispositif anti-retour et, dans le cas du train d'engrenages distant de l'axe, il peut comprendre des ergots se déplaçant dans une gorge d'un secteur denté formant l'élément final du train d'engrenages et auquel la pression de retour est appliquée par un organe à ressort. De façon appropriée, les trains d'engrenages peuvent être entraînés par des moteurs électriques à courant continu respectif

et à couple élevé.

L'aérien, les organes de pivotement, les trains d'engre-

nages et les moteurs électriques associés peuvent être montés sur une plaque support de base pouvant être disposée sur le corps du missile, et solidarisés à ce dernier par l'intermédiaire d'une pluralité de cames disposées sur la périphérie de la plaque de base et que l'on peut faire tourner de façon qu'elles s'engagent

dans des fentes complémentaires disposées sur le corps du missile.

Les fentes peuvent être disposées sur un organe annulaire fixé

à la surface intérieure du corps du missile.

Dans un ensemble radar de poursuite, une difficulté réside dans le fait que la précision dudit ensemble est affectée par des signaux dits "de scintillation" qui proviennent de variations aussi bien en amplitude qu'en phase du signal de réception et causées-par des réflexions provenant de différents emplacements

de la cible Lorsqu'un récepteur de radar reçoit un signal com-

plexe d'une cible pouvant entraîner une scintillation, l'ampli-

tude du signal dans les canaux de somme et de différence est soumise à un affaiblissement lorsque les signaux provenant des différents emplacements de la cible varient en phase les uns par

rapport aux autres.

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Le canal de différence peut être muni d'un dispositif de contrôle automatique de gain qui est commandé par le niveau moyen du canal de somme et il se pose alors un problème, selon

lequel le niveau moyen du canal de somme présente des fluctua-

tions pour une constante de temps du contrôle automatique de gain qui est suffisamment rapide pour suivre les fluctuations d'entrée, mais qui est relativement constante pour un dispositif de commande automatique lente de gain qui ne peut pas suivre les

fluctuations d'entrée Les variations de phase du canal de dif-

férence causant des effets transitoires importants de scintil-

lation, sont en corrélation avec les affaiblissements du canal de somme et, par conséquent, sont augmentées par l'augmentation rapide du gain du canal de différence produite par un dispositif de contrôle automatique rapide de gain alimenté par le niveau moyen du signal du canal de somme, tout en tendant à supprimer les

variations d'amplitude du canal de différence Cependant, un dis-

positif de contrôle automatique lent de gain n'est pas suscepti-

ble de suivre le signal de somme dans ses affaiblissements et, par conséquent, l'angle du gain du récepteur est très réduit à ces instantslà Ainsi, les effets transitoires de scintillation sont très atténués puisque le récepteur ne peut pas répondre lors

de ces instants.

Le signal d'erreur de sortie pour un dispositif de con-

trôle automatique rapide de gain est donné par l'équation: e 3 e D + Q tandis que le signal d'erreur de sortie pour un dispositif de contrôle automatique lent de gain est donné par l'équation: A (e 3 e D + SE@) dans laquelle ES est la direction de la ligne de mire réelle e D est la direction de la ligne de visée

%e est l'angle d'effet transitoire de scintilla-

tion, et

A est le signal moyen du canal de somme.

Avec un dispositif de contrôle automatique lent de gain, une erreur de la boucle de poursuite de l'angle est modulée par

les fluctuations du canal de somme.

Dans le cas du radar d'une tête de re pérage d'un missile guidé, le diagramme de scintillation est modifié par rapport à celui intervenant dans d'autres types de radar Ce phénomène est du au fait que le missile s'approche de la cible pendant le fonctionnement du radar, de sorte qu'il réalise effectivement une collision ou une quasi-collision avec la cible Lorsque la cible est à une longue distance, la fréquence de scintillation

est très basse ( 0,5 à 1 Hz), du fait que la trajectoire de col-

lision du missile tend à maintenir une approche de la cible sen-

siblement constante Lorsque le missile s'approche de la cible, la fréquence de scintillation augmente jusqu'à ce que, vers la dernière partie de l'approche, la fréquence de scintillation présente des valeurs relativement élevées ( 10 à 150 Hz) A tout instant, la valeur moyenne de scintillation d'une cible aérienne est faible et, par conséquent, selon la théorie ci-dessus, un

dispositif de contrôle automatique lent de gain est optimal Ce-

pendant, du fait que la fréquence de scintillation varie sur une gamme large, il n'est pas possible de choisir une vitesse unique de contrôle automatique de gain qui soit efficace en ce

qui concerne la fréquence de scintillation tout en agissant ef-

ficacement comme contrôle automatique de gain sur le récepteur.

Selon un troisième aspect de l'invention, un récepteur radar utilisable dans un missile guidé présente la vitesse de réponse d'un dispositif de contrôle automatique de gain commandé en fonction de l'amplitude de puissance d'un signal de retour de cible.

La vitesse de réponse du dispositif de contrôle automa-

tique de gain peut également être commandée selon la durée né-

cessaire au missile pour atteindre la fonction de cible ou selon une distance de la fonction de cible Lorsqu'on utilise une fonction "distance à parcourir", celle-ci peut être dérivée soit des circuits de poursuite de distance du récepteur, soit sur la base d'une prévision "durée à parcourir" ou bien elle peut être dérivée en mesurant la vitesse d'augmentation de l'amplitude de la puissance de retour de cible et en prenant une fonction de

cette dernière.

En conséquence, lorsque le missile s'approche de la cible, l'amplitude de la puissance de retour de cible augmente égale ment, du fait que la distance missile-cible se réduit La loi

régissant le niveau de puissance de retour de cible pour un en-

semble de guidage radar semi-actif correspond approximativement à la loi d'augmentation de la fréquence de scintillation En

commandant la vitesse de réponse du dispositif de contrôle auto-

matique de gain selon la valeur de l'amplitude de puissance de

retour de cible, il est possible de maintenir une commande sen-

siblement optimale pendant l'acquisition effectuée par le missile.

D'autres caractéristiques et avantages de l'invention

ressortiront mieux de la description qui va suivre, faite en

regard des dessins annexés sur lesquels: la figure 1 représente une vue frontale en élévation d'un aérien multi-éléments C'un ensemble de guidage de missile conforme à l'invention; les figures 2 et 3 représentent respectivement des vues latérales et frontales d'un dispositif d'articulation de l'aérien; la figure 4 représente une vue en coupe selon la ligne IV-IV de la figure 1; la figure 5 représente une vue en coupe selon la ligne V-V de la figure 1; la figure 6 représente un schéma synoptique des circuits

importants de l'ensemble de guidage d'un missile conforme à l'in-

vention; la figure 7 représente un schéma synoptique d'un circuit d'un ensemble radar semi-actif d'une tête de repérage de missile guidé muni d'un dispositif de contrôle automatique de gain commandé conformément à la présente invention; la figure 8 représente un schéma synoptique d'un ensemble radar actif d'une tête de repérage de missile guidé muni d'un

dispositif de contrôle automatique de gain commandé selon la pré-

sente invention;

la figure 9 représente des formes d'ondes destinées à ex-

pliquer le fonctionnement du dispositif de contrôle automatique de gain conforme à l'invention; et la figure 10 représente un graphique illustrant les

caractéristiques de commande du dispositif de contrôle automa-

tique de gain commandé et mis en oeuvre dans le circuit de la

figure 7.

Le dispositif de montage de l'aérien qui sera décrit ci- après fait partie d'une tête de repérage ou tête chercheuse

d'un missile du type air-air L'ensemble radar est du type semi-

actif, dans lequel la cible est "éclairée" par des ondes à haute

fréquence provenant d'une source distante du missile, par exem-

ple du radar de l'avion qui a lancé ledit missile.

En se référant à la figure 1, l'aérien multi-éléments 1 comprend un faisceau de quatre éléments aériens la à ld dont

chacun comporte sa propre antenne d'alimentation 2 et son pro-

pre disque réflecteur 3 Les axes ldes quatre éléments 1 a à 1 d sont tous parallèles les uns aux autres, de sorte que lorsqu'un signal haute fréquence est reçu à partir d'une cible par l'aérien, les signaux de sortie des quatre éléments sont tous d'amplitude sensiblement égale, mais ils diffèrent en phase, en fonction de

l'orientation de la cible par rapport à l'aérien.

En se référant aux figures 2 et 5 également, le dispo-

sitif de pivotement ou d'oscillation de l'aérien multi-éléments 1 comprend une plate-forme 4 à laquelle est fixé l'aérien 1 et

qui comporte deux ergots 5 sur sa face inférieure, ergots for-

mant une articulation suspendue au moyen de laquelle la plate-

forme 4 est supportée à pivotement sur un support de montage 6

destiné au pivotement de la plate-forme 4 et de l'aérien 1 au-

tour de l'axe d'azimut 7 La plate-forme 4 et l'aérien I sont destinés à pivoter de 100 degrés autour de l'axe d'azimut 7 et ils sont entraînés par un moteur électrique à courant continu

et à couple élevé 8 par l'intermédiaire d'une boîte de réduc-

tion 9 faisant partie du support de montage 6 et disposée au-

tour de l'axe d'azimut 7 Un dispositif anti-retour est monté dans le train d'engrenages de réduction 6 L'élément final du train de réduction 6 est sous la forme d'un pignon 11 et d'un

secteur denté 12 solidaire de la plate-forme 4.

Le support de montage 6 est supporté à pivotement sur un étrier d'articulation 13 fixé sur une base 14 et destiné à faire pivoter la plate-forme 4 et l'aérien 1 autour de l'axe d'élévation 15 Les ergots pivotants 5 de la plate-forme 4 et l'étrier d'articulation 13 forment un joint de Hookes La plate- forme 4 et l'aérien 1 sont destinés à pivoter de 1000 autour de

l'axe d'élévation 15 et ils sont entraînés par un moteur élec-

trique à courant continu et à couple élevé 16 par l'intermé-

diaire d'un train d'engrenages de réduction 17 distant de l'axe

d'élévation 15 L'élément final du train d'engrenages de ré-

duction 14 est constitué par un pignon 18 et un secteur denté

19 qui est fixé sur le support de montage 6.

Les moteurs électriques à courant continu et à couple

élevé 8 et 16 sont fixés sur le support de montage par des élé-

ments de fixation 20 dont chacun comprend des éléments de ser-

rage 21 et 22 présentant des surfaces semi-cylindriques complé-

mentaires 23 et 24 Les dispositifs de fixation 20 sont fixés sur le support de montage 6 par des vis 25 que l'on serre après avoir ajusté les surfaces de serrage autour des moteurs 8 et 10

au moyen de vis d'ajustage 26.

Le fait que le train d'engrenages 17 est distant de l'axe

d'élévation 15 permet au moteur électrique 8 et au train d'en-

grenages 9, qui font pivoter la plate-forme 4 et l'aérien 1 autour de l'axe d'azimut 7, d'être disposés à l'intérieur de

l'articulation suspendue 13, ce qui permet ainsi à la plate-

forme 4 et à l'aérien 1 de pivoter de plus de 900 autour des deux axes Le train d'engrenages de réduction 17 est muni d'un dispositif anti- retour comprenant deux ergots 27 disposés aux extrémités opposées d'une fente 28 du secteur denté 19 et sur laquelle la pression de retour est appliquée par des ressorts

à boudin 29.

La plate-forme 4 supporte également deux gyroscopes de stabilisation 30 et 40 destinés à fournir des signaux de sortie représentatifs des mouvements de la plate-forme 4 et de l'aérien 1 dans l'espace, tandis que le support de montage 6 porte deux potentiomètres 31 et 32 entraînés respectivement par les trains d'engrenages 9 et 17 et destinés à fournir des signaux de sortie

électriques représentatifs des mouvements en azimut et en élé-

vation qui sont impartis à la plate-forme 4 et à l'aérien 1 par

les trains d'engrenages respectifs 9 et 17.

La base 14 peut être disposée sur le corps 33 du mis- sile, et solidarisée avec ce dernier, au moyen d'une pluralité

de cames 34 montées à rotation dans des gorges 35 de la périphé-

rie 36 de la base Les cames 34 sont destinées à tourner de fa-

çon qu'elles fassent saillie à l'extérieur des gorges 35 vers des fentes alignées (non représentées) disposées dans un organe

annulaire fixé sur la surface intérieure du corps du missile.

En se référant à la figure 6, une boucle de poursuite an-

gulaire destinée à la commande selon l'axe d'azimut, comprend

un soustracteur 44, un filtre de radar 45, un circuit soustrac-

teur 46, un filtre intégrateur 47, le moteur à courant continu d'entraînement 8 et un circuit de sommation 49 Une boucle de

stabilisation spatiale destinée à la commande selon l'axe d'azi-

mut comprend le filtre intégrateur 47, le moteur d'entraînement à courant continu 8, le circuit de sommation 49, le gyroscope

de vitesse 30 et le circuit soustracteur 46 Un circuit compen-

sateur 51 est destiné à dériver, à partir de la boucle de pour-

suite angulaire, un signal représentatif du mouvement apparent de la cible à l'extérieur de la ligne de visée missile-cible et causé par un changement de l'attitude du missile en azimut, ainsi qu'à introduire ce signal dans la boucle de stabilisation spatiale par l'intermédiaire du circuit soustracteur 44 et du

filtre radar 45.

Une boucle de poursuite angulaire similaire, pour la com-

mande selon l'axe d'élévation, comprend un circuit soustracteur 52, un récepteur 53, un second soustracteur 54, un filtre radar , un circuit soustracteur 56, un filtre intégrateur 57, le

moteur d'entraînement à courant continu 16 et un circuit de som-

mation 59 Une boucle de stabilisation spatiale pour la commande selon l'axe d'élévation comprend le filtre intégrateur 57, le

moteur d'entraînement à courant continu 16, le circuit de somma-

tion 59, le gyroscope de vitesse 40 et le circuit soustracteur 56.

la 2687794 Un circuit de compensation 61 est destiné à dériver, à partir de la boucle de poursuite angulaire, un signal représentatif du mouvement apparent de la cible à l'extérieur de la ligne de visée missile-cible causé par un changement de l'attitude 5 du missile en élévation, ainsi qu'à introduire ce signal dans

la boucle de stabilisation spatiale par l'intermédiaire du cir-

cuit soustracteur 54 et du filtre radar 55.

Les deux circuits, l'un pour la compensation en azimut et l'autre pour la compensation en élévation, fonctionnent de la même manière et, par conséquent, on ne décrira ci-après que le

fonctionnement du dispositif en azimut Le circuit de soustrac-

tion 42 comporte une entrée 62 sur laquelle est introduit un

signal représentatif de la ligne de visée angulaire apparente.

Le soustracteur 42 reçoit également sur une entrée 63 un signal représentatif de l'orientation de l'aérien dans l'espace et forme un signal de sortie représentatif de l'erreur de pointage ou du mouvement angulaire spatial de la ligne de visée entre le missile et la cible, et introduit ce signal de sortie sur le récepteur

43 Le récepteur 43 reçoit un signal dont la tension est propor-

tionnelle à l'erreur de pointage et applique cette tension au

filtre radar 45 par l'intermédiaire du circuit soustracteur 44.

Le signal de sortie de la boucle de stabilisation spa-

tiale, qui comprend la résultante des signaux provenant du gyros-

cope de vitesse 30 et un signal représentatif de l'angle du corps du missile dans l'espace appliqué à une entrée 65 du circuit de sommation 49, est appliqué par l'intermédiaire d'un conducteur 60 sur le circuit de compensation 51 Le circuit de soustraction 44 reçoit le signal de sortie provenant du circuit de compensation 51, comme décrit ci-dessus, et produit un signal

de sortie de différence qui est appliqué sur le filtre radar 45.

Le filtre radar 45 fournit un signal de sortie e 6 sur un conduc-

teur de sortie 67, ce signal étant utilisé pour la commande d'o-

rientation du missile Le signal de sortie GO provenant du filtre est également appliqué à la boucle de stabilisation spatiale

afin de commander le moteur 8 et, de ce fait, il ajuste la posi-

tion de l'aérien 1 en azimut pour compenser le mouvement apparent de la cible à l'extérieur de la ligne de visée missile-cible

causé par un changement en azimut de l'attitude du missile.

On peut montrer que: e O Y 2 ll Y 1 (V SA E=o YG D D v M = SYF c'est-à-dire: eo = y 12 'A YY12 D Y 2 YCY t Oe YGMD 1) D é i Ym Ya YS bd 1) En éliminant d'abord: eo = y 1 y 2 SA YIY 2 'D Y 2 YCY Feo + Y 2 YFYG" D y 1 y yy( D M F O So FS G YD c'est-à-dire: ( 1 + Y 2 YCYF) e O + (Yl Y 2 Y 2 YCYFYG) D Y 1 Y 2 SA YFY Se 6 È ( 1 + YFSYG) D + Y = o 2) En éliminant D: ( 1 + Y 2 Yo YF + YFYSYG + Y Fs Y 1 Y 2) eo

+ (Y 1 Y 2 Y 2 YCYFYG) M = Y 1 Y 2 ( 1 + YFYSYG) SA

c'est-à-dire:

( 1

Y 2 Y"YSYG

c'est-à-dire e o _ y SA (- O

SYG Y 2 YI YFYSYG -

+ y ( 1 + y + Y) FS w SC 1 Y Il' 1 1 I 1

2 G ±+

* 2 YG 2 y Fy Sk YSY

+ %X Y 1

eo 7SYS yi

00 FS Q.

y 5 y D) YAE 1

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c'est-à-dire:

(PY)H 1 +

2, 2 FSG Sy* V 4 (SA 1 Y( P y P* P - + '' + Ms s)+ C) 1 c) YFYSYGYs Par conséquent, idéalement: y Y a '

C YG F

pour que le dernier terme soit égal à zéro De même,

Y O Y 1

YO y I

YSYG YSYFYGY

et le numérateur s'élimine; par conséquent: (P s)H K " i SA p 1 +y 1

*2 G

Dans les expressions ci-dessus: est la fonction de transfert du circuit de compensation 51 Y 1 est le signal de sortie du récepteur 53 Y 2 est le signal provenant du filtre 45 Y est le signal provenant du gyroscope de vitesse 30 est le signal de sortie du filtre intégrateur 4 S est le moteur 8

K est l'échelle de sortie.

Selon une variante de l'ensemble de guidage du missile représenté sur la figure 6, le signal de sortie du circuit de

compensation 51 est envoyé sur l'entrée du récepteur 43, comme indiqué par la ligne en pointillé 68, au lieu d'être appliqué25 sur le circuit soustracteur 44.

En se référant à la figure 7, les quatre signaux de sortie de l'aérien multi-éléments 1 qui sont désignés par A 1, A 2 k A 3 et A 4, sont additionnés et soustraits dans un circuit 72, afin de former des signaux de somme et de différence qui passent par les amplificateurs 73 et 74 à la première fréquence inter- médiaire d'un récepteur 75 Le récepteur 75 comprend un oscil- lateur local 76 dont la sortie est mélangée avec les signaux de sortie des amplificateurs à fréquence intermédiaire 73 et 74, dans des mélangeurs 77 et 78, afin de les convertir en une seconde fréquence intermédiaire Ces signaux à cette seconde fréquence intermédiaire, provenant des mélangeurs 77 et 78, passent par les amplificateurs 79 et 80 à la seconde fréquence intermédiaire.

Le signal de sortie de l'amplificateur à fréquence inter-

médiaire 80 est introduit dans un circuit détecteur de commande

automatique de gain 81 destiné à commander le gain des amplifi-

cateurs à fréquence intermédiaire 73, 74, 79 et 80 Le circuit

détecteur 81 reçoit également un signal sur un conducteur d'en-

trée 82, signal représentatif de l'amplitude de puissance du signal de retour de cible Ce signal d'amplitude de puissance de retour de cibledérive du signal de somme par l'intermédiaire d'un filtre de limitation de bruit 83 et il est mesuré par un amplificateur logarithmique 84 dont le signal de sortie passe dans un générateur de fonction 85 destiné à amener le circuit

détecteur 81 à commander la vitesse de réponse du contrôle auto-

matique de gain en fonction des formes d'ondes représentées sur la figure 9 Selon une variante, le gain des amplificateurs à fréquence intermédiaire 74 et 80 est suffisamment bien défini, en utilisant un montage et des composants à haute stabilité, pour que le signal de sortie du circuit détecteur de contrôle

automatique de gain 81 constitue une mesure suffisamment pré-

cise de l'amplitude d'entrée du canal de somme en vue de son uti-

lisation, au lieu du signal présent sur l'entrée de 81 Les formes d'ondes 87, 88 et 89 montrent la corrélation négative

entre les effets transitoires de scintillation et les fluctua-

tions du canal de somme qui se traduit par un renforcement de la scintillation avec un contrôle de gain automatique rapide et une

erreur permanente faible La figure 10 illustre les caractéris-

tiques de commande optimales du circuit 81 -de contrôle automa-

tique de gain, le temps de réponse de la commande automatique de gain en microsecondes étant porté en fonction de l'amplitude

de puissance du signal de retour de cible.

Dans l'ensemble actif représenté sur la figure 8, les signaux de somme et de différence, qui dérivent d'un aérien 1

multi-éléments comme précédemment, sont envoyés sur des ampli-

ficateurs à première fréquence intermédiaire respectifs 91 et 92 d'un récepteur 93 par l'intermédiaire d'entrées 94 et 95 Le récepteur 93 comprend un oscillateur local 96 dont le signal de sortie est mélangé avec les signaux de sortie des amplificateurs à fréquence intermédiaire 91 et 92 dans des mélangeurs 97 et 98,

afin de les convertir en une seconde fréquence intermédiaire.

Ces signaux à la seconde fréquence intermédiaire, provenant des mélangeurs 97 et 98, passent par les amplificateurs à la seconde

fréquence intermédiaire 99 et 100.

Le signal de sortie de l'amplificateur 100 à la seconde fréquence intermédiaire est envoyé sur un circuit détecteur de contrôle automatique de gain 101 et passe par un amplificateur 102, vers un atténuateur 103 L'atténuateur 103, par lequel le

signal de contrôle automatique de gain est appliqué aux ampli-

ficateurs à fréquence intermédiaire 91, 92, 99 et 100, reçoit également un signal provenant d'un générateur de fonction 104

qui donne lui-même un signal de sortie proportionnel à l'expres-

sion (distance à parcourir) 2 L'atténuateur 103 peut ainsi fournir une atténuation suffisamment rapide pour stabiliser le

gain du récepteur vis-à-vis d'un signal de cible croissant-et per-

met également à la vitesse de la boucle de contrôle automatique

de gain d'être suffisamment faible pour donner un contrôle auto-

matique lent de gain par rapport à la fréquence de scintillation, c'.està-dire qu'elle suivra la loi optimale illustrée par les

formes d'ondes 87, 88 et 89 représentées sur la figure 9.

Le signal "distance à parcourir" fourni par le générateur de fonction 104 peut être dérivé soit des circuits de poursuite de distance du récepteur,soit sur la base d'une prévision "cdurée à parcourir",ou bien il peut être obtenu en mesurant la vitesse d'augmentation de l'amplitude de puissance de retour de cible et en prenant une fonction de cette amplitude Le signal "distance à parcourir" peut également être envoyé dans le circuit lorsque le missile est lancé et il peut être réglé lorsque

le missile est sur sa trajectoire vers la cible.

Il est bien entendu que la présente invention n'a été décrite et représentée qu'à titre d'exemple préférentiel et qu'on pourra y apporter toute équivalence technique sans sortir de son cadre.

Claims

REVENDICATIONS

1 Ensemble de guidage de missile, comprenant un dispo-

sitif d'aérien ayant une pluralité de sortie, des moyens pour

dériver du signal de sortie de l'aérien un signal de somme re-

présentatif de la somme des signaux de sortie de l'aérien et un signal de différence représentatif de la direction d'une cible par rapport à la ligne de visée de l'aérien, caractérisé par le fait qu'il-comprend un moyen pour dériver, à partir d'une boucle de poursuite angulaire de cible, un signal représentatif d'un mouvement apparent d'une cible à l'extérieur de la ligne de

visée missile-cible causé par un changement d'attitude du mis-

sile, et un moyen pour envoyer le signal de mouvement apparent dans une boucle de stabilisation spatiale, afin d'ajuster la

position de l'aérien et de compenser ledit mouvement apparent.

2 Ensemble de guidage de missile selon la revendication 1, caractérisé par le fait que la boucle de poursuite angulaire comprend un circuit soustracteur destiné à comparer un signal

représentatif de l'angle apparent de la ligne de visée missile-

cible avec un signal représentatif de l'angle d'orientation de l'aérien, et à fournir un signal d'erreur utilisé pour modifier

ledit signal de mouvement apparent.

3 Ensemble de guidage de missile selon l'une des reven-

dications 1 ou 2, caractérisé par le fait que la boucle de sta-

bilisation spatiale comprend un circuit soustracteur destiné à comparer un signal représentatif de l'angle du corps du missile avec un signal représentatif de l'angle de l'aérien et à donner

un signal d'erreur utilisé pour modifier ledit signal de mouve-

ment apparent.

4 Ensemble de guidage de missile selon l'une quelconque

des revendications 1 à 3, caractérisé par le fait qu'il donne

deux signaux de mouvement apparent compensant respectivement le

mouvement apparent de la cible en azimut et en élévation-.

Ensemble de guidage de missile -selon l'une quelconque

des revendications 1 à 4, caractérisé par le fait que le dispo-

sitif d'aérien est constitué par un aérien multi-éléments monté à pivotement de façon à pouvoir pivoter autour des axes d'azimut

et d'élévation, et destiné à pivoter autour d'un axe par l'in-

termédiaire d'un train d'engrenages disposé au voisinage de cet axe, mais à pivoter autour de l'autre axe par l'intermédiaire

d'un train d'engrenages distant dudit axe.

6 Ensemble de guidage de missile selon l'une quelconque

des revendications l à 5, caractérisé par le fait que l'aérien

multi-éléments est supporté à pivotement autour des axes d'azimut et d'élévation dans des suspensions articulées respectives et qu'il est destiné à pivoter autour d'un axe par l'intermédiaire d'un train d'engrenages disposé au voisinage de cet axe et au sein de la suspension, mais à pivoter autour de l'autre axe au

moyen d'un train d'engrenages distant de cet axe et de la sus-

pension.

7 Ensemble de guidage de missile selon l'une des reven-

dications 5 ou 6, caractérisé par le fait qu'un train d'engre-

nages comprend un dispositif anti-retour.

8 Ensemble de guidage de missile selon l'une quelconque

des revendications 5 à 7, caractérisé par le fait que le dispo-

sitif anti-retour d'un train d'engrenages distant de l'axe com-

prend deux ergots s'engageant dans une fente d'un secteur denté

formant l'élément final du train d'engrenages et auquel la pres-

sion de retour est appliquée par un organe élastique.

9 Ensemble de guidage de missile selon l'une quelconque

des revendications 1 à 8, caractérisé par le fait que les signaux

de somme et de différence sont traités dans un récepteur compor-

tant un dispositif de contrôle automatique de gain et dans lequel la vitesse de réponse dudit dispositif de contrôle automatique de gain est commandée en fonction de l'amplitude de puissance

d'un signal de retour de cible.

10 Ensemble de guidage de missile selon la revendication

9, caractérisé par le fait que la vitesse de réponse du disposi-

tif de contrôle automatique de gain du récepteur est également

commandée en fonction de la durée que met le missile pour acqué-

rir la fonction de cible.

11 Ensemble de guidage de missile selon la revendication , caractérisé par le fait que le temps mis par le missile pour 1 9 atteindre la fonction de cible est obtenu par détection de la vitesse de variation de l'amplitude de puissance du signal de

retour de cible.

12 Ensemble de guidage de missile selon la revendication 9, caractérisé par le fait que le signal de réponse du disposi- tif de contrôle automatique de gain du récepteur est également

contrôlé en fonction de la distance de la fonction de cible.

13 Ensemble de guidage de missile selon la revendication 12, caractérisé par le fait que la distance de la fonction de cible

dérive d'un circuit de poursuite de distance du récepteur.

14 Aérien multi-éléments pour ensemble radar de pour-

suite, monté à pivotement autour des axes d'lazimut et d'éléva-

tion, caractérisé par le fait qu'il oscille autour d'un axe par l'intermédiaire d'un train d'engrenages disposé au voisinage

de cet axe, mais qu'il pivote autour de l'autre axe par l'in-

termédiaire d'un train d'engrenages distant dudit axe.

Aérien selon la revendication 14, caractérisé par le fait qu'il est supporté à pivotement autour des axes d'azimut et d'élévation dans des articulations suspendues respectives et qu'il peut pivoter autour d'un axe par l'intermédiaire d'un train d'engrenages disposé au voisinage de cet axe et au sein de ladite suspension, mais qu'il pivote autour de l'autre axe par l'intermédiaire d'un train d'engrenages distant de cet axe

et de la suspension.

16 Aérien selon l'une des revendications 14 ou 15, carac-

térisé par le fait que chaque train d'engrenages comprend un

dispositif anti-retour.

17 Aérien selon l'une quelconque des revendications

14 à 16, caractérisé par le fait qu'un dispositif anti-retour pour le train d'engrenages distant de l'axe comprend deux ergots engagés dans une fente d'un secteur denté formant l'élément final du train d'engrenages et auquel la pression de retour est

appliquée par un organe élastique.

18 Aérien selon l'une quelconque des revendications

14 à 17, caractérisé par le fait qu'il est monté sur une plaque support de base, ladite plaque étant destinée à être disposée sur le corps d'un missile et solidarisée à ce dernier, par une pluralité de cames disposées sur la périphérie de la plaque de base, lesdites cames pouvant tourner de façon à coopérer avec

des fentes portées par le corps du missile.

19 Radar de poursuite, caractérisé par le fait qu'il

comprend un moyen de production, à partir d'une boucle de pour-

suite angulaire, d'un signal représentatif d'un mouvement appa-

rent d'une cible à l'extérieur d'une ligne de visée missile-

cible et causé par un changement d'attitude du missile et un

moyen pour envoyer le signal de mouvement apparent dans une bou-

cle de stabilisation spatiale, afin d'ajuster la position d'un

aérien multi-éléments et compenser ledit mouvement apparent.

Radar de poursuite selon la revendication 19, carac-

térisé par le fait que la boucle de poursuite angulaire comprend

un circuit soustracteur destiné à comparer un signal représenta-

tif de l'angle apparent de la ligne de visée missile-cible avec un signal indicatif de l'angle de visée de l'aérien et à fournir un signal d'erreur utilisé pour modifier le signal de mouvement apparent.

21 Radar de poursuite selon l'une des revendications

19 ou 20, caractérisé par le fait que la boucle de stabilisation spatiale comprend un circuit soustracteur destiné à comparer un signal représentatif de l'angle du corps du missile avec un signal représentatif de l'angle de l'aérien et à fournir un signal d'erreur utilisé pour modifier le signal de mouvement apparent.

22 Radar de poursuite selon l'une quelconque des reven-

dications 19 à 21, caractérisé par le fait qu'il fournit deux

signaux de mouvement apparent destinés à compenser respective-

ment le mouvement apparent de la cible en azimut et en élévation.

23 Récepteur de radar utilisable dans un ensemble radar de poursuite d'un missile guidé, caractérisé par le fait qu'il comprend un dispositif de contrôle automatique de gain agencé de façon telle que la vitesse de réponse soit contrôlée en fonction de l'amplitude de la puissance d'un signal de retour

de cible.

24 Récepteur selon la revendication 23, caractérisé

par le fait que la vitesse de réponse du dispositif de con-

trôle automatique de gain est également commandée en fonction

de la durée que met le missile à acquérir la fonction de cible.

25 Récepteur selon la revendication 24, caractérisé par le fait que la durée que met le missile pour acquérir la

fonction de cible est obtenue en détectant la vitesse de varia-

tion de l'amplitude de puissance du signal de retour de cible.

26 Récepteur selon la revendication 23, caractérisé par le fait que la vitesse de réponse du dispositif de contrôle automatique de gain est également contrôlée en fonction de la distance de la fonction de cible. 27 Récepteur selon la revendication 26, caractérisé par le fait que la distance de la fonction de cible dérive d'un

circuit de distance du récepteur.