FR2712685A1 - Système de guidage pour véhicule tel qu'une arme guidée. - Google Patents

Abstract

Lorsqu'une tête chercheuse ou dispositif chercheur est monté à bord d'un missile, la référence inertielle fournie par le dispositif chercheur peut être altérée dans une certaine mesure par le mouvement du corps du missile. Afin d'éviter cet inconvénient, les dispositifs chercheurs sont parfois montés sur une suspension à la cardan et utilisent des gyromètres ou des gyros de position ou peuvent être stabilisés en moment - le dispositif chercheur même fournissant la référence inertielle. Cependant, les gyros sont à la fois complexes et coûteux et les dispositifs chercheurs stabilisés en moment, ont tendance à avoir une inertie importante ce qui rend difficile l'obtention de vitesses de balayage élevées. Le système de guidage décrit permet l'établissement de références inertielles via une information tirée d'un dispositif chercheur (30) qui n'a pas besoin d'être isolé du corps du missile, le dispositif chercheur ayant une fonction de mesure de distance qui, éventuellement en combinaison avec un ou plusieurs accéléromètres (51), sert à commander le tangage, le lacet, le roulis et la stabilisation du missile.

Description

1. La présente invention concerne des systèmes de guidage pour un véhicule

tel qu'une arme guidée et, plus particulièrement, pour activer ou semi-activer des missiles guidés (ce terme comprend tous les types de dispositifs lancés ou tirés, par exemple, des bombes, des obus, des

rockets, des missiles air-air etc. à guidage terminal).

Selon un aspect de la présente invention, on pré-

voit un système de guidage pour utilisation à bord d'un véhicule tel qu'un missile, une bombe guidée ou analogue, et comprenant un tmoyen de détection de distance et un moyen

de commande et de guidage, qui peut fonctionner pour four-

nir des signaux de commande qui provoquent la mise à dispo-

sition par le tmoyen de détection de distance de signaux res-

pectifs, indicateurs de la distance, mesurée dans des di-

rections différentes, entre le moyen de détection de dis-

tance et une référence fixe, tel que le sol situé au-des-

sous du véhicule, et qui peut d'autre part fonctionner,

sur la base d'une comparaison entre les signaux de comman-

de et les signaux indicateurs de distance, afin d'effectuer

la commande de roulis du véhicule.

Selon un second aspect de la présente inven-

tion, on prévoit un système de guidage pour utilisation à bord d'un véhicule tel qu'un missile, une bombe guidée ou analogue, et comprenant un dispositif rechercheur de cible monté sur suspension à la cardan, un moyen d'en- trainement pour déplacer le dispositif de recherche de cible par rapport au véhicule,un moyen de commande pour recevoir des signaux d'erreur de ligne de visée de la cible provenant du dispositif chercheur et pour commander

le moyen d'entrainement afin de maintenir la ligne de vi-

see d'une cible et, pour maintenir le découplage du dis-

positif rechercheur vis-à-vis du mouvement de base, des première et seconde paires d'accéléromètres fournissant

des entrées de commande audit moyen de commande, respec-

tivement, indicateurs des vitesses du corps du véhicule dans les plans de lacet et de tangage à des positions

différentes du corps du véhicule.

Selon un troisième aspect de la présente in-

vention, on prévoit un système de guidage pour utilisa-

tion à bord d'un véhicule tel qu'un missile, une bombe guidée ou analogue,et comprenant des accéléromètres pour fournir des signaux indicateurs des vitesses du corps du véhicule à deux positions espacées dans chacun des plans de tangage et de lacet du véhicule, ce système

de guidage pouvant fonctionner pour utiliser lesdits si-

gnaux en même temps que la sortie d'un dispositif re-

chercheur de cible à balayage afin de fournir une infor-

mation de guidage concernant la vitesse du corps du véhi-

cule, le trajet de vol du véhicule et le taux de la ligne

de visée de la cihle et permettant une navigation pro-

portionnelle du véhicule.

Selon un quatrième aspect de la présente inven-

tion, on prévoit une arme destinée à être lancée suivant une trajectoire balistique descendant sur une surface contenant une cible éventuelle, l'arme comprenant à bord un moyen rechercheur de cible pouvant être balayé,ayant

une possibilité de mesure de distance et un moyen de com-

mande et de guidage qui peut fonctionner, en utilisant

des mesures de distance au sol faites par le moyen recher-

cheur de cible, pour guider l'arme en lui conférant un vol stabilisé suivant une trajectoire moins descendante sur le plan balistique, pour provoquer la recherche et

la poursuite d'une cible par le moyen rechercheur de ci-

ble, et pour guider l'arme afin qu'elle frappe la cible.

Lorsqu'une tête chercheuse est montée sur la cellule d'un missile, la référence inertielle fournie par

la tête est altérée dans une certaine mesure par le mou-

vement de "base" du corps du missile. Pour éviter cela, les têtes chercheuses (dispositifs rechercheurs) sont

montées sur des suspensions à la cardan et des gyromé-

tres ou des gyro de position sont incorporés à la tête chercheuse.En variante, on peut utiliser des dispositifs

rechercheurs stabilisés en moment o le dispositif recher-

cheur même fournit une référence inertielle. Les disposi-

tifs rechercheurs stabilisés en moment ont tendance à avoir

des inerties importantes et par conséquent, il est diffici-

le d'obtenir des vitesses de balayage élevées. Par ailleurs, les gyros sont complexes et cotteux. On trouvera dans le document "Guided Weapon Control Systems" de P. Garnell et

D.J. East (publié par Pergamon press), une description des

dispositifs rechercheurs de l'art antérieur et de leur uti-

lisation dans les missiles employant une navigation pro-

portionnelle.

On verra que le système de guidage et de com-

mande, plus particulièrement décrit en liaison avec les dessins, permet l'établissement de la vitesse de la ligne de visée inertielle via une information provenant d'un dispositif rechercheur qui n'a pas besoin d'être isolé.En outre, ce système de guidage et de commande ne comprend

aucun gyro.

La présente invention sera bien comprise lors 1,J

de la description suivante faite en liaison avec les des-

sins ci-joints dans lesquels:

La figure 1 est un schéma illustrant la trajec-

toire et les stades de fonctionnement d'une bombe de mor-

tier à guidage terminal;

La figure 2 est un diagramme illustrant la fa-

çon dans laquelle un dispositif rechercheur de cible monté à bord de la bombe exécute un balayage conique et comment cela permet la commande du roulis de la bombe; Les figures 3 à 8 sont des schémas respectifs sous forme de blocs illustrant les fonctions exécutées par un système de commande et de guidage à bord de la bombe; Les figures 9 et 10 sont des schémas respectifs sous forme de blocs d'un filtre de guidage et d'un filtre de stabilisation utilisés dans le système de guidage de la bombe;

La description qui va suivre concerne une bom-

be de mortier à guidage terminal qui incorpore un disposi-

tif rechercheur de cible ayant une fonction de mesure de distance. On remarquera que cette application ne limite

pas l'invention, et que celle-ci s'applique à d'autres si-

tuations, en particulier à d'autres types d'armes, tels

que des missiles guidés air-air, etc. L'emploi d'un dispo-

sitif rechercheur de cible par radar est décrit, mais d'autres types de dispositifs de recherche pourraient lui

être substitués, éventuellement en coopération avec quel-

que dispositif auxiliaire de mesure de distance, si le

dispositif de recherche n'en est pas capable par inhéren-

ce. Si l'on ne dispose pas de la fonction de mesure de distance, la présente invention s'applique encore, bien

qu'il puisse alors être souhaitable d'obtenir une estima-

tion de la vitesse du missile ou de la bombe par quelque

autre moyen, par exemple,à partir de la connaissance pro-

grammée intérieure des caractéristiques du missile et, disons, d'une table à consulter, et si la bombe ou le %- missile doit être stabilisé en matière de roulis, alors une certaine sorte de donnée peut être nécessaire, par

exemple à partir d'un gyro de roulis.

La présence d'une fonction de mesure de dis-

tance a la préférence car,alors, la commande du roulis, la commande et la stabilisation du tangage et du lacet, et le découplage vis-à-vis du mouvement de base du dispositif rechercheur peuvent être assurés sans utilisation de gyros

et/ou d'éléments à inertie. Cependant, la réduction du nom-

O10 bre global de gyros par ailleurs nécessaire présente aussi

de l'intérêt. Par exemple,comme cela est décrit, la com-

mande de roulis est exécutée en mesurant la distance au sol, et si cela est mal commode, et qu'il n'y a aucune autre référence fixe commode pouvant se substituer au sol (cela pourrait être le cas avec,par exemple, un missile air-air), alors quelque système séparé de commande de roulis pourrait

être nécessaire. Cependant, l'utilisation des aspects ap-

propriés de la présente invention pourrait encore s'appli-

quer, par exemple à la stabilisation de l'orientation

et/ou au découplage du dispositif rechercheur de cible.

Le système décrit effectue une commande de la position en matière de roulis, mais des modifications se traduisant par une commande du taux de roulis apparaîtront

à l'homme du métier.

La bombe à mortier à guidage terminal qui sera décrite, bombe qui n'est pas en soi représentée en détail, comprend une tête chercheuse à radar actif comportant une

antenne paraboloide d'émission/réception qui peut être dé-

placée par rapport au corps de la bombe de manière à tracer

certains diagrammes de balayage comme cela sera décrit ul-

térieurement. La bombe comprend également des gouvernes de vol déployables et un système électronique de commande et de guidage, pouvant fonctionner de manière à commander la

tête chercheuse à radar et, sur la base de signaux prove-

nant de la tête chercheuse,à commander la phase finale du

vol de la bombe.

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En liaison avec la figure 1, on dit de la bombe

qu'elle est à guidage terminal car, à la suite du lance-

ment à partir d'une position A, sur la majeure partie de son vol, elle n'est pas guidée et suit simplement une trajectoire balistique B. Cependant, à l'issue d'un temps prédéterminé suivant le lancemoent par exemple lorsque la bombe a atteint une position C, le système électronique de commande monté à bord rend active la tête chercheuse,

et exécute toutes les procédures d'initialisation néces-

saires qui sont associées à cette tête. La tête est alors amenée à produire un faisceau de transmission fixe qui est dirigé vers l'avant suivant l'axe de roulis de la

bombe. A un certain point après l'amorçage de la descen-

te de la bombe vers le sol, par exemple, à la position D, la tête chercheuse commencera à recevoir un faisceau de signaux parasites renvoyé par le sol, à partir duquel le système électronique de commande peut faire une mesure de la distance au sol. Les gouvernes de vol de la bombe sont alors déployées et la phase guidée du vol commence. Une première tâche exécutée lors de cette phase guidée est

de stabiliser la bombe en matière de roulis. Cela est exé-

cuté en faisant en sorte que l'antenne paraboloide de la

tête chercheuse se déplace d'une manière telle que le fais-

ceau de transmission ait une configuration de balayage di-

te conique, c'est-à-dire se déplace suivant la périphérie d'une figure conique s'étendant vers l'avant autour de

l'axe de roulis 1 de la bombe 2, comme représenté en figu-

re 2. Ainsi, le point auquel le faisceau coupe le sol se déplace suivant un lieu géométrique oval centré sur le

point o l'axe de roulis 1 coupe le sol. Lors d'un tel mou-

vement, une mesure de distance est faite par la commande en comparant la phase de ce signal de distance à celle

d'un signal indicateur de la position de l'antenne para-

bololde du radar par rapport au corps de la bombe.

Une fois qu'est obtenue la stabilisation de la position de roulis, par exemple au moment o la bombe a atteint la position E en figure 1, l'antenne paraboloide de la tête chercheuse à radar commence à se déplacer de manière à tracer une configuration de balayage conique plus complexe, comprenant la formation du cône précédent relativement rapide, à angle étroit (peut-être à 100 Hz et avec demi-angle d'environ 10) superposé à une formation de cône plus lente à angle plus large (disons à 5 Hz et avec un demi-angle de 5 ). Comme cela sera décrit, cela met à la disposition de la bombe un signal qui peut être utilisé pour mesurer son angle de tangage et permet sa sortie de sa trajectoire balistique pour suivre un trajet descendant moins pentu,par exemple suivant un angle de par rapport au sol,l'objectif étant d'augmenter la distance de la bombe et d'étendre la surface de détection de la cible avec l'obtention du trajet de recherche désiré, par exemple à la position F de la figure 1, le faisceau de

la tête chercheuse est amené à faire un tracé d'une confi-

guration de balayage de recherche de cible appropriée,

dans le cas présent un balayage récurrent linéaire qui cou-

vre une surface approximativement rectangulaire à l'avant de la bombe.Le cas échéant, la phase de recherche pourrait être un processus multi stades impliquant, par exemple, des balayages récurrents respectifs de large surface au cours desquels des cibles mobiles font l'objet d'une recherche (et en l'absence de cibles mobiles,la recherche des cibles fixes), puis éventuellement d'autres balayages sur une

surface plus petite.

Dès que la cible est acquise, par exemple à la position G,les systèmes électroniques de la tête chercheuse et de guidage fonctionnent dans. le mode usuel de direction,

c'est-à-dire que le faisceau radar exécute une configura-

tion de balayage conique rapide, étroite, par exemple iden-

tique à la configuration initiale 100 Hz, 1, centrée sur la ligne de visée de la cible et suivant cette ligne,alors que la bombe est guidée conformément à une certaine loi de navigation proportionnelle choisie de manière à provoquer l'impact. Pour obtenir l'efficacité la meilleure contre certaines cibles,la loi choisie est de préférence telle

qu'elle permet d'obtenir un trajet descendant vers la ci-

ble ayant au moins une perte minimum prédéterminée.

Comme on l'appréciera, les fonctions respecti-

ves de stabilisation de la position de roulis, de stabi-

lisation d'orientation, de poursuite de cible et de gui-

dage pour provoquer l'impact sur la cible, sont exécutées par les systèmes électroniques de commande et de guidage montés à bord de la bombe. Les systèmes électroniques de

commande et de guidage seront décrits à l'aide d'organi-

grammes qui illustrent les fonctions se produisant dans

les "boucles" respectives. La figure 3 est un schéma re-

présentant la commande de la bombe en matière de position

vis-à-vis du roulis. Dans cette figure et les figures sui-

vantes, les suffixes ont la signification suivante: M corps du missile (bombe), G suspension à la cardan, D demandé, S ligne de visée de la cible et les accents "/"

estimé et "-" mesuré, et s veut dire erreur. Dans la fi-

gure, le bloc 30 représente la tête chercheuse ou disposi-

tif de recherche ainsi que ses circuits associés fournis-

sant des signaux de mesure de distance et des signaux d'erreur de ligne de visée de cible. Seule la fonction de

mesure de distance est utilisée pour la commande du roulis.

Les trois principaux modes de balayage du dispositif chercheur, c'est-àdire le balayage conique initial de Hz, le balayage récurrent et le balayage conique final de 100 Hz sont représentés par trois blocs de commande de

balayage 31, 32 et 33, respectivement, connectés aux mo-

teurs 34 des actionneurs de tête chercheuse via un commu-

tateur 35 à trois positions. Les sorties des moteurs 34

sont les vitesses de la suspension à. la cardan du disposi-

tif rechercheur par rapport au corps de la bombe, en lacet

et tangage G et àG, respectivement. Le bloc 36 représen-

te l'intégration effective de ces vitesses, laquelle est exécutée par le dispositif chercheur pour produire des angles de lacet et de tangage de la suspension à la cardan G et G représentant l'angle de l'axe du dispositif

G G

chercheur par rapport au corps de la bombe.

S'agissant de la commande du roulis, le fonc-

tionnement est identique pour les modes de balayage coni- que initial et final. La fréquence de balayage de commande du balayage conique, wBALAY' et la phase, 0BALAY' passent

de la commande 31 (ou 32) à un démodulateur 37 d'orienta-

tion de roulis, o elles sont comparées à la fréquence et à la phase des signaux de retour concernant la distance

au sol (signaux qui varient alors que le dispositif cher-

cheur procède à un balayage autour de l'axe de roulis in-

cliné de la bombe comme décrit en liaison avec la figure 2).

Pour une bombe orientée correctement en matière de roulis, c'est-à-dire avec l'axe de tantage de la suspension à la cardan du dispositif chercheur dans un plan vertical, la

distance maximum sera mesurée lorsque le dispositif cher-

cheur se trouve à l'élévation maximum, alors que la distan-

ce minimum se produira lorsque le dispositif chercheur se trouve à la dépression maximum par rapport à l'axe de roulis de la bombe. Une différence de fréquence entre le signal de retour de distance et wBALAY donne une mesure de la vitesse

de roulis de la bombe alors que la différence de phase en-

tre le signal de retour de distance et 0BALAY donne l'angle de la position du roulis. Cet angle mesuré de la position de roulis sort du démodulateur 37 sous forme de signal 0M

et la différence entre ce signal et un angle de roulis deman-

dé 0 ' est fournie par une unité de distinction 38 sous for-

me de signal d'erreur de position de roulis s0. Ce signal d'erreur passe dans une houcle classique (circuits de mise en forme 39, actionneurs de gouvernes 40,corps de bombe ou cellule 41) tout d'abord pour réduire la vitesse du roulis

et tuer le roulis,puis orienter le roulis et alors mainte-

nir stabilisé le roulis du corps.L'angle de roulis demandé M peut comprendre une petite valeur de polarisation fixe D IO de manière à tenir compte de toute erreur de phase attendue

dans le système, en particulier dans le démodulateur 37. Pendant le mode de balayage récurrent du disposi-

tif chercheur, la stabilisation du roulis est de nouveau maintenue par le démodulateur 37 sur la base des signaux de mesure de distance provenant du dispositif chercheur bien que, de plus,il soit nécessaire d'avoir une estimation de la vitesse de la bombe. Pendant le balayage en azimut du dispositif chercheur, la distance mesurée diminue entre une première valeur jusqu'à un minimum, alors que le faisceau se déplace d'une extrémité de la ligne de balayage récurrent

à une position o le faisceau se déplace vers l'autre extré-

mité de la ligne. La distance R sera approximativement égale à: h cos (Y + 0M) o h est la moesure minimum de distance pendant le balayage

par ligne,c'est-à-dire la distance au sol alors que le fais-

ceau se trouve dans un plan. vertical, 0M l'angle entre le plan vertical comprenant la bombe et le plan contenant le faisceau lorsqu'il se trouve au centre de son balayage d'azimut, c'est-à-dire l'angle de roulis de la bombe, YG est l'angle d'azimut instantané du faisceau par rapport à sa position centrale. Ainsi, R h (R) = (h. ) + tg(yG + 0)(G + 0) Cette expression peut se réduire à l'expression approchée suivante: R - (- (vM) + (E'G + D'o on peut tirer: + V

0 R YVG (1)

G

Le démodulateur 37 ohtient OM en résolvant l'équa-

tion (1) avec utilisation des valeurs R et R fournies par le dispositif chercheur, G et G fournis par la commande 32 de balayage5 rcrneueeA balayage récurrent, et une estimation VM de la vitesse /^A de la bombe, estimation qui est donnée par le bloc de calcul 42 à partir des mesures de distance et de vitesse R et R fournies par le dispositif chercheur et à partir des valeurs de l'accélération du tangage Z2 mesurée au centre de gravité de la bombe et de l'orientation mesurée EM du tangage du corps. Ces valeurs Z2 et FM sont fournies

au bloc de calcul 42 par des moyens de mesures séparés, dé-

crits ultérieurement. L'angle de roulis 0M est de nouveau

transmis à l'unité 38, mais il se peut que l'erreur de pha-

se prévue dans le démodulateur 37 soit maintenant diffé-

rente de celle attendue lors de la phase initiale de balaya-

ge conique.S'il en est ainsi, 0M est modifié de manière ap-

D propriée. Eventuellement, I*erreur de phase prédite dans le mode de balayage récurrent est zéro, de sorte que 0M peut

D

être également rendue nul, et e = DM

Lors du mode de balayage conique final, la fonc-

tion de stabilisation du roulis est exactement la même que dans le mode de balayage conique initial, sauf toutefois

que, éventuellement, l'erreur de phase prédite par le démo-

dulateur 37 est différente et qu'une valeur correspondante différente de la demande de phase 0 doit être appliquée à

l'unité 38.

Comme on le remarquera, la fonction de commande du roulis, telle que décrite implique des approximations

mineures. Cependant, comme il faut généralement une préci-

sion de l'angle du roulis seulement dans certaines limites + permises, disons t 5, la fonction décrite sera généralement

satisfaisante. On remarquera également que les procédés dé-

crits ne sont strictement corrects que dans le cas d'une surface au sol régulière, plate. Les- irrégularités du sol auront l'effet le plus grand lors du mode de balayage

récurrent.Ils peuvent être réduits dans une certaine mesu-

re en procédant à la moyenne des mesures de distance sur

une certaine période choisie de courte durée, disons d'en-

viron 0,2 seconde. L'effet de la pente du sol sur l'axe du dispositif chercheur serait d'introduire une erreur de roulis bien que l'importance de cette erreur

sur la précision terminale soit normalement petite.

La figure 4 représente les fonctions qui sont ef-

fectuées pour la commande d'orientation du tangage exécu-

tée par le système électronique de guidage. Comme la figu-

re 3, la figure 4 est un diagramme composite, des combinai-

sons respectives des blocs concernant chacun des trois mo-

des ou stades de guidage à savoir pendant le stade sui-

vant immédiatement la stabilisation de la position du roulis lorsqu'est en cours le balayage conique 5 Hz sous grand angle avec le balayage conique 100 Hz à angle étroit superposé dessus, pendant le stade de balayage récurrent,

et enfin pendant le balayage conique final 100 Hz ou guida-

ge jusqu'à la cible.Trois rôles de guidage sont assumés.

Initialement, l'orientation du tangage doit être commandée de façon que la bombe passe de sa trajectoire balistique à la trajectoire désirée de recherche de cible à, disons, un angle

de 45 par rapport à l'horizontale. Une fonction de pilota-

ge automatique normale doit être exécutée, stabilisant d'abord le tangage afin de maintenir le trajet de recherche de cible,puis en fonction des demandes faites par le système de navigation pour impact de la cible. En troisième lieu,

comme l'antenne paraboloide de la tête chercheuse ou dispo-

sitif chercheur n'est pas référencée dans l'espace, le sys-

tème électronique de guidage doit exécuter le rôle de dé-

couplage du dispositif chercheur vis-à-vis du mouvement du corps de la bombe ou mouvement de "hase", c'est-à-dire,

de fait, stabiliser la ligne de visée de cible dans l'espace.

Les second et troisième rôles sont également exécu-

tés s'agissant du plan du lacet et on se rendra compte des

moyens permettant de les exécuter à partir de la description

suivante de la stabilisation du plan du tangage (avec, bien entendu) les modifications appropriées qui apparaîtront à

l'homme du métier - par exemple, aucune compensation de gra-

vité n'est nécessaire dans le plan du lacet).

Deux dispositifs de détection sont utilisés pour

la commnade de tangage, le dispositif chercheur (par l'in-

termédiaire de ses fonctions de détection d'erreur et de me-

sures de distance), et une paire d'accéléromètres est prévue.

Comme en figure 3, les stades du vol commandé sont repré- sentés par des commutateurs à 3 positions, cette fois par deux commutateurs, représentant chacun: - la période de balayage conique initiale de 5 Hz; - le stade de recherche par balayage récurrent;

- le balayage conique final de 100 Hz utilisé pen-

dant le guidage complet.

Les figures 5 et 6 sont chacune identiques à la figure 4 sauf toutefois que,dans ces dernières, les blocs fonctionnels et les trajets concernant des stades respectifs

des deux premiers des trois stades cités ci-dessus sont repré-

sentés en gros traits. Les figures 7 et 8 sont également identiques à la figure 4 et celles-ci représentent en gros traits les blocs et trajets appartenant au troisième stade (balayage conique final). Cependant, la figure 7 concerne la fonction de guidage du dispositif chercheur de manière à maintenir la ligne de visée de la cible alors que la figure

8 est relative à la fonction de guidage de la bombe.

Initialement (figure 5), le dispositif chercheur est commandé au balayage conique lent de 5 de demi-angle, 5 Hz, qui est superposé au balayage conique 100 Hz pour la

* commande du roulis), et les sorties de la fonction de mesu-

re de distance du dispositif chercheur sont utilisées par

le démodulateur d'orientation du tangage ainsi que les vites-

ses de balayage du tangage afin d'obtenir deux indicateurs

de l'orientation du corps. Le premier est une "mesure" ba-

sée sur les différences importantes obtenues dans la distan-

ce mesurée aux points supérieur et inférieur du balayage.

La bombe est à ce stade stabilisée en matière de roulis, avec l'axe du tangage du dispositif chercheur vertical et,

ainsi, les points supérieur et inférieur du balayage cor-

respondent aux extrêmes de la déviation du faisceau en.nn L'orientation mesurée de la bombe eM est naturellement M

numérique, à cause du temps fini pris pour le balayage.

La seconde sortie produite par le démodulateur est une ^

orientation estimée du tangage ÈM, qui est une modifica-

tion de la valeur mesurée pour tenir compte de la vitesse

du tangage du corps pendant le balayage, et pour l'écrêter.

L'estimation finale ^M est soustraite de l'orientation demandée, c'est-àdire de l'orientation de recherche de cible 45 , et la différence utilisée pour produire des déviations d'élévation afin de commander et stabiliser

l'orientation de la cellule.

Comme mentionné lors de la description de la fi-

gure 3,une mesure de l'orientation du corps est nécessaire au bloc de calcul 42 de manière à calculer la vitesse de la bombe,pour utilisation dans les réseaux de filtrage, dans la stabilisation du roulis, et une variation des fonctions de mise en forme. La valeur estimée 0M ne peut

être utilisée car elle est obtenue en utilisant l'infor-

mation sur la vitesse du corps, valeur elle-même estimée à

partir de la vitesse estimée. A sa place, la valeur mesu-

rée 0M est utilisée.

L'équation d'approximation pour la solution de l'orientation du corps est la suivante: O = tg-1 àqM 20Gmax (R/R) max - (R/R) min

o les valeurs maximum et minimum correspondent aux extrê-

mes de la composante d'azimut du balayage.

La réponse de la cellule à la demande de stabi-

lisation de l'orientation du tangage est améliorée par l'utilisation d'un pilote automatique de vitesse, avec la

réaction de vitesse obtenue en utilisant une paire d'accé- léromètres 51. En l'absence de sollicitation des instru-

ments, deux accéléromètres peuvent fournir une information sur l'accélération latérale et la vitesse angulaire du corps:

cependant, des manques d'adaptation dans les sollicita-

tions et les facteurs d'échelle doivent être compensés et cela est effectué dans un réseau observateur à. trois stades,le filtre de stabilisation 52. Ce filtre, qui requiert l'estimation de la vitesse de la bombe comme en- trée, comporte une compensation de gravité et fournit des

estimations de la vitesse angulaire du corps et de la vi-

tesse en vol.

Au commencement de la phase de recherche de ci-

ble (figure 6),l'entrée provenant de la boucle de demande d'orientation du tangage est gelée à sa dernière valeur

(bloc 53). Cela fournit une connexion pour toutes les sol-

licitations existant dans les servo-élévateurs ou accéléro-

mètres,et aide la boucle de pilotage automatique de vitesse

à maintenir l'orientation du tangage de la bombe à sa va-

leur initiale.

En lacet, le pilote automatique de vitesse main-

tient constant l'angle de lacet, de sorte que si la bombe

dérive dans un vent contraire, la configuration de balaya-

ge récurrent donnera une dérive latérale à chaque étape d'élévation. Au point de détection de la cible, pendant la

phase précédente,l'axe du dispositif chercheur a été stop-

pé à la position cible. Le balayage concave final de 100

Hz est maintenant démarré, et le dispositif chercheur dé-

tecte l'erreur entre son axe et la ligne de visée vraie

de la cible à la manière du halayage conique classique. Com-

me représenté en figure 7, cette erreur est utilisée pour entraîner la suspension à la cardan du dispositif chercheur afin qu'il suive la cihble,et par conséquent fournisse,après mise en forme,une mesure de la vitesse vraie de la ligne de visée de cible qs. De manière à obtenir une demande de

vitesse pour la suspension à. la cardan du dispositif cher-

cheur par rapport au corps de la bombe,le mouvement du corps de la bombe peut être découplé,car le dispositif chercheur n'est pas un dispositif référencé par rapport à l'espace, et cela est fait en soustrayant la vitesse estimée du

corps (sortie du filtre de stabilisation 53), de la vi-

tesse mesurée de la ligne de visée. Le résultat, auquel est ajoutée la commande du balayage concave 100 Hz, fournit le signal de commande destiné aux actionneurs du

dispositif chercheur.

Le mouvement du dispositif chercheur est ainsi "stabilisé" par un terme de correction estimé, et bien

que la stabilisation ne soit pas parfaite, les erreurs se-

ront continuellement mises à jour. Ce qui est plus impor-

tant,l'entrée de stabilisation n'est pas influencée par les imperfections - elle est estimée à partir des entrées

d'accélération du corps et entièrement séparée du mouve-

ment du dispositif chercheur.

La boucle de guidage de la bombe pendant la pha-

se de guidage terminale (figure 8- utilise une navigation proportionnelle (NP) pour assurer de bonnes performances contre des cibles mouvantes,et est sollicitée en élévation

pour augmenter l'angle de descente vers la cible. L'équa-

tion NP qF = kqs nécessite une vitesse de ligne de visée comme entrée; ce signal ainsi mesuré peut contenir des

composantes de bruit importantes qui le rendent non satis-

faisant comme entrée de guidage. Ce bruit est filtré dans

un filtre de guidage 54 (figure 8), qui utilise des techni-

ques d'observation d'état pour produire une nouvelle esti-

mation de la vitesse de la ligne de visée, tenant compte de l'accélération du corps et de l'angle de la suspension à la cardan (au lieu de la vitesse de la suspension, dont

la mesure contient des sollicitations), et aussi l'estima-

tion de la vitesse du corps donnée par le filtre de stabi-

lisation. En fonction de l'application et de la quantité du bruit attendu dans le signal de vitesse de ligne de visée,

le filtre 53 peut ne pas s'avérer nécessaire ou éventuelle-

ment être remplacé par un filtre relativement passe-has.

La vitesse de ligne de visée estimée, qs, avec la constante NP comme facteur, devient la vitesse du trajet de vol demandée, et celle-ci entre dans la boucle complète du pilote automatique, dans laquelle les estimations de la vitesse du trajet de vol et du corps sont utilisées pour stabiliser le mouvement. Celles-ci sont tirées du filtre5 de stabilisation qui, pendant ce stade, utilise R comme une

valeur approchée de VM.

Une sollicitation en vitesse et une limitation de la demande sont incluses dans les réseaux de mise en forme.

La loi NP du lacet ne comporte pas la sollicita-

tion en vitesse, mais par ailleurs la boucle de lacet est identique. Un schéma sous forme de blocs pour le filtre de stabilisation 52 est représenté en figure 10, o L1 est la

distance de séparation des deux accéléromètres représentés.

La vitesse du corps donnera naissance à une sortie plus

élevée à l'un des accéléromètres, les deux donnant des sor-

ties similaires pour des changements de la vitesse du mis-

sile. Des manques d'adaptation dans les sollicitations et

des facteurs d'échelle sont compensés dans ce réseau.

La présente invention n'est pas limitée aux exemples de réalisation qui viennent d'être décrits, elle

est au contraire susceptible de modifications et de varian-

tes qui apparaîtront à l'homme de l'art.

Claims (2)

REVENDICATIONS

1 - Système de guidage pour utilisation à bord

d'un véhicule tel qu'un missile, une bombe guidée ou ana-

logue, et comprenant un moyen de détection de distance (30) et un moyen de commande et de guidage (40) qui peut fonc-

tionner pour fournir des signaux de commande faisant en sor-

te que le moyen de détection de distance rend disponibles des signaux respectifs indicateurs de la distance, mesurée dans des directions différentes,entre le moyen de détection de

distance et une référence fixe,telle que le sol situé au-

dessous du véhicule, et qui peut d'autre part fonctionner,

sur la base d'une comparaison entre les signaux de comman-

de et les signaux indicateurs de distance, pour effectuer

la commande du roulis du véhicule (figure 3).

2 - Système de guidage pour utilisation à bord

d'un véhicule tel qu'un missile, une bombe guidée ou analo-

gue, et comprenant un dispositif chercheur de cible (30.) monté sur suspension à. la cardan, un moyen d'entraînement (34) pour déplacer le dispositif chercheur de cible par rapport au véhicule, un moyen de commande pour recevoir

des signaux d'erreur de ligne de visée de cible en prove-

nance du dispositif chercheur et pour commander le moyen d'entraînement afin qu'il y ait maintien de la ligne de visée vers une cible et, pour maintenir le découplage vis-à-vis du mouvement de base du dispositif chercheur,

des première et seconde paires d'accéléromètres (51) four-

nissant des entrées de commande au moyen de commande respecti-

vement indicateurs de la vitesse du corps du véhicule dans les plans de lacet et de tangage à des positions différentes du corps du véhicule, 3 Système de guidage pour utilisation à bord

d'un véhicule tel qu'un missile, une bombe guidée ou analo-

gue, et comprenant des accéléromètres (51) pour fournir des signaux indicateurs des vitesses du corps de véhicule à deux positions espacées dans chacun des plans de lacet et de tangage du véhicule, ce système de guidage pouvant fonctionner pour utiliser les signaux en même temps que la sortie d'un dispositif chercheur de cible par balayage

(30) afin de fournir une information sur le guidage concer-

nant la vitesse du corps du véhicule, la vitesse sur le trajet de vol du véhicule et la vitesse de la ligne de visée et permettant une navigation proportionnelle du véhicule. 4 - Arme destinée à être lancée suivant une

trajectoire balistique descendant sur une surface con-

tenant une cible éventuelle, l'arme comprenant à son bord un moyen rechercheur de cible (30) pouvant être animé d'un balayage, ayant une possibilité de mesure de distance et un moyen de commande et de guidage qui peut fonctionner, en utilisant des mesures de distance au sol faites par le moyen rechercheur de cible, afin de guider l'arme dans un

vol stabilisé suivant un trajet moins descendant balisti-

quement, afin d'amener le moyen chercheur de cible à re-

cherche une cible et la poursuivre, et à guider l'arme de

façon qu'elle vienne frapper la cible.