FR2730303A1 - Procede pour changer rapidement la direction de deplacement d'un vehicule, notamment d'un missile et machine pour sa mise en oeuvre - Google Patents

Abstract

La présente invention concerne une stratégie à double-commande agissant en coopération qui actionne des dispositifs de commande avant et arrière de manière simultanée pour améliorer considérablement la capacité dynamique d'un missile en termes de manoeuvrabilité. Pour effectuer une manoeuvre conformément à la stratégie de la présente invention, des ailerons arrière (115) de missile sont initialement inclinés pour engendrer une force OPPOSEE à celle habituellement utilisée (poussant la queue du missile dans la direction de la manoeuvre ordonnée), tout en actionnant simultanément des impulseurs avant (110) pour pousser aussi le nez du missile dans la direction de la manoeuvre ordonnée, mais à une vitesse supérieure à celle du tronçon arrière. Ceci amène le corps du missile à tourner et à se translater simultanément dans la direction de la manoeuvre ordonnée. Puis, les ailerons arrière sont inclinés pour engendrer une force qui s'oppose à la manoeuvre ordonnée afin de maintenir un moment sur le corps du missile et de terminer la manoeuvre ordonnée.

Description

La présente invention concerne de manière géné-

rale le domaine de la commande de manoeuvre d'un véhicule

se déplaçant à travers un environnement fluide, par exem-

ple à travers de l'air, de l'eau, un plasma, et, de ma-

nière plus particulière, une stratégie de manoeuvre met- tant en oeuvre des dispositifs à commande double pour

améliorer la manoeuvrabilité du véhicule. De manière spé-

cifique, la présente invention décrit un pilote automati-

que à double-commande qui alloue des instructions de com-

mande à deux mécanismes de commande positionnés à l'avant

et à l'arrière du centre de gravité d'un véhicule de ma-

nière à lui fournir une capacité dynamique améliorée.

Une application qui représente un besoin immé-

diat de manoeuvrabilité améliorée telle que fournie par la présente invention est un missile d'interception. Les missiles offensifs ennemis posent un défi sans cesse croissant aux missiles d'interception. Les configurations

des menaces modernes sont conçues pour réaliser des si-

gnatures radar réduites, faire usage de contre-mesures étendues, se déplacer à des vitesses extrêmement élevées en suivant des trajectoires imprévisibles ou difficiles à prévoir, et utiliser des manoeuvres d'échappement latéral

de grande amplitude. Pour obtenir un impact corps-à-

corps, le missile d'interception doit atteindre des ni-

veaux d'accélération transversale élevés en une très

courte période de temps pour déplacer le véhicule perpen-

diculairement à sa trajectoire de vol afin d'assurer une collision. Comme représenté sur la figure 1, un système de missile peut être décrit comme un corps allongé 100 qui se déplace à travers un milieu fluide. Le missile 100 a un tronçon avant et un tronçon arrière séparés par un point correspondant au centre de gravité 105. A l'avant

du centre de gravité 105 est agencé un dispositif de com-

mande avant, tel que des impulseurs 110. Le tronçon ar-

rière comporte un dispositif de commande arrière, tel que des ailerons 115. Il est évident pour l'homme du métier que d'autres dispositifs de commande sont possibles en variante. Par exemple, le dispositif de commande avant peut être constitué d'ailes canard, plutôt que d'impulseurs. De manière similaire, le dispositif de commande arrière peut être mis en oeuvre par l'intermédiaire de

techniques de commande du vecteur-poussée.

La figure 1 représente la configuration d'un

véhicule, la convention de signe, et la notation utili-

sées dans la présente description pour un système de

coordonnées lié au corps permettant un mouvement dans le plan x-z. Le tableau 1 décrit les notations introduites

sur la figure 1.

Tableau 1. Notations

Symbole Description

x coordonnée cartésienne longitudinale liée au corps (repère direct) y coordonnée cartésienne transverse liée au corps (repère direct) z coordonnée cartésienne transverse liée au corps (repère direct) Nz facteur de charge de l'accélération transversale dans la direction de l'axe z du corps q taux de tangage du missile autour de l'axe y du corps Uo vitesse longitudinale dans la direction de l'axe x du corps w vitesse transversale dans la direction de l'axe z du corps fin angle de déviation de l'aileron arrière

h amplitude de la force de poussée appli-

quée

Un missile se déplace dans une direction trans-

versale en réponse à une force de commande appliquée con-

formément aux lois de la physique. Au-dessous d'une alti-

tude de l'ordre de 20 kilomètres, la source principale d'accélération transversale du missile est la force aéro- dynamique résultant du fait que le corps du missile forme un angle avec son vecteur vitesse (angle d'attaque). Les

dispositifs de commande de vol, par exemple les impul-

seurs avant 110 et/ou les ailerons arrière 115, obtien-

nent cet angle d'attaque en appliquant un moment pour

faire tourner l'extrémité avant du missile dans la direc-

tion de la manoeuvre voulue.

Le schéma fonctionnel d'un système habituel de commande de missile est représenté sur la figure 2. Le bloc 200 représente le véhicule physique, c'est-à-dire le missile, et incorpore tous les sous-systèmes du véhicule, par exemple l'actionnement de la commande, le système de propulsion et le système de mesure inertiel, ainsi que la configuration aérodynamique. La réponse dynamique mesurée du véhicule est représentée en tant que signal de retour 205. Ce signal code, par exemple, une mesure des vitesses et des accélérations de rotation et de translation du

missile 100. La logique de guidage du missile, représen-

tée dans le bloc 210, fournit un signal de réponse dyna-

mique ordonnée 215 qui code une manoeuvre voulue le long d'une trajectoire cinématique. La différence entre les réponses voulue et mesurée produit le signal d'erreur 220 dans une architecture de retour habituelle. Le dispositif 225 de commande de pilote automatique utilise le signal

d'erreur pour engendrer un signal de commande 230. Ce si-

gnal de commande code des instructions pour actionner les

dispositifs de commande du véhicule. Par exemple, le si-

gnal de commande 230 peut être constitué des degrés d'in-

clinaison d'un aileron ou d'une aile canard, ou des de-

grés d'inclinaison de la tuyère d'un moteur de fusée, ou

du pourcentage de poussée maximale d'un moteur de com-

mande d'assiette, etc. Un premier type de système habituel de commande

de missile utilise un dispositif de commande avant uni-

quement. Un exemple de ce type de système de missile est le missile FLAGE conçu par LTV Aerospace Corporation (appelé maintenant Loral Vought Systems, la cessionnaire de la présente demande). Le missile FLAGE utilise une

commande active des impulseurs avant pour obtenir la ma-

noeuvrabilité. Dans le missile FLAGE, des ailerons ar-

rière sont fixés dans une position inclinée fixe pour

fournir des caractéristiques de stabilisation et de rou-

lis.

Un schéma de commande habituelle utilisant uni-

quement un dispositif de commande avant, par exemple des impulseurs, est représenté sur la figure 3. En réponse à un signal d'instruction 300 (correspondant au signal d'instruction 215) en provenance du système de guidage

210 utilisé pour obtenir une augmentation échelonnée vou-

lue de l'accélération latérale dans la direction des z

positifs, le dispositif 225 de commande de pilote automa-

tique du missile engendre un signal 305 d'instruction

pour impulseurs, variant en fonction du temps, correspon-

dant au signal de commande 230, pour effectuer la manoeu-

vre. L'actionnement des impulseurs de commande latérale produit la réponse 310, en termes d'accélération mesurée dans la direction des z positifs perpendiculaire au corps

du véhicule. Il est habituel de représenter l'accéléra-

tion en la ramenant à la masse du missile, produisant un

facteur de charge Nz exprimé en unités de force-g.

A un instant to, la sortie du système de gui-

dage 215 et 300 ordonne une augmentation en échelon de

l'accélération le long de l'axe des z positifs. En se re-

portant aux signaux 305 et 310, entre les instants to et tl, le dispositif 225 de commande de pilote automatique ordonne aux impulseurs avant de délivrer une force 305 dans la direction des z positifs afin de faire tourner le nez du missile dans la direction des z positifs 310

(connu aussi en tant que moment de tangage négatif). En-

tre les instants t1 et t2, le dispositif de commande de pilote automatique ordonne aux impulseurs de délivrer une force négative 305 pour ralentir la rotation du missile

vers le bas. Après l'instant t2, le dispositif de com-

mande de pilote automatique ordonne qu'une force positive

305 soit délivrée pour maintenir une vitesse et une accé-

lération constantes dans la direction des z positifs 310.

Il doit être évident pour l'homme du métier que la pré-

sente description s'applique aussi à des accélérations

dans d'autres directions.

Il est important de noter que les mécanismes de

commande avant permettent la rotation du missile en ap-

pliquant une force dans la direction de la manoeuvre, c'est-à-dire que TOUTE l'accélération 310 du missile est

dirigée dans la direction de la manoeuvre.

Une autre technique habituelle de commande de

missile utilise un dispositif de commande arrière unique-

ment. Des exemples comportent le système de missile Pa-

triot (Raytheon), le système de missile VT-1 (Loral Vought Systems) et le système de missile ATACMS (Loral Vought Systems). Dans ces systèmes, une commande active

des surfaces de commande de vol arrière (ailerons ou im-

pulseurs) est utilisée pour obtenir la manoeuvrabilité.

Un système de commande habituel n'utilisant

qu'un dispositif de commande arrière (ailerons) est re-

présenté sur la figure 4. En réponse à un signal d'ins-

truction 300 (correspondant au signal d'instruction 215)

en provenance du système de commande de guidage 210 uti-

lisé pour obtenir une augmentation en échelon de l'accé-

lération dans la direction des z positifs, le dispositif 225 de commande de pilote automatique du missile engendre un signal de commande d'ailerons 400 (correspondant au signal de commande 230) pour effectuer la manoeuvre. La

trace de signal 405 représente la réponse mesurée en ter-

mes d'accélération transversale Nz du missile provenant du système de mesure inertiel du missile (correspondant au signal de retour 205), o Nz est décrit ci-dessus en

référence à la figure 3.

A l'instant to, la sortie du système de guidage

215 et 300 ordonne une augmentation en échelon de l'accé-

lération dans la direction de l'axe des z positifs. Entre les instants to et tl, le dispositif 225 de commande de pilote automatique envoie un signal d'instruction 400 (correspondant au signal de commande 230) pour actionner les ailerons arrière du missile afin de les incliner dans une direction opposée à celle de la manoeuvre voulue (la convention de signe l'indique comme étant une inclinaison

positive, voir figure 1), produisant une force aérodyna-

mique sur les surfaces des ailerons dans la direction des

z négatifs. Cette force s'exerçant sur les ailerons accé-

lère momentanément le corps du missile dans une direction

opposée à la manoeuvre ordonnée, introduisant par consé-

quent un retard inhérent dans la manoeuvre. La rotation de l'extrémité arrière du missile amène le nez du missile à tanguer vers le bas et le corps du missile à accélérer éventuellement dans la direction des z positifs. Entre les instants tl et t2, le dispositif 225 de commande de

pilote automatique ordonne aux ailerons arrière de s'in-

cliner dans la même direction de rotation que celle de la manoeuvre, produisant une force sur les ailerons dans la direction de la manoeuvre et entraînant le ralentissement

de la rotation du missile. Après l'instant t2, le dispo-

sitif de commande de pilote automatique ordonne l'incli-

naison des ailerons dans une direction opposée à celle de

la manoeuvre, produisant une force contraire et une rota-

tion dans la direction de la manoeuvre permettant de maintenir une vitesse et une accélération transversale

constantes dans la direction des z positifs. Il est évi-

dent pour l'homme du métier que la présente description

s'applique aussi à des accélérations dans d'autres direc-

tions. Il est important de noter que les mécanismes de commande arrière rendent possible des accélérations du missile par l'application d'une force, initialement, dans la direction OPPOSEE à la manoeuvre, comme on peut le voir en 410, ce qui entraîne un retard inhérent dans la réponse du missile à la manoeuvre ordonnée, comme on peut

le voir en 405.

La quantité d'autorité de commande applicable

au missile est limitée, de manière générale, par les di-

mensions, en termes de longueur et de diamètre, de la cellule 100 du missile. En installant deux dispositifs de commande - stratégie de double-commande - sur un seul missile, on augmente l'importance du moment de commande

qui peut être appliqué sur le véhicule et, par consé-

quent, on augmente le potentiel du missile relatif à une

manoeuvrabilité accrue.

Bien que certains systèmes habituels de com-

mande de missiles, tels que le PAC-3 (Loral Vought Sys-

tems), utilisent à la fois des dispositifs de commande

avant et arrière, ceux-ci ne les utilisent pas d'une ma-

nière coopérative pour des manoeuvres planes. Ainsi, le

dispositif de commande avant peut être utilisé pour com-

mander la manoeuvre de tangage du véhicule, tandis que le

dispositif de commande arrière peut être utilisé simulta-

nément pour commander le mouvement de roulis du véhicule.

Le schéma fonctionnel d'un système de commande

de pilote automatique utilisant le concept de la dou-

ble-commande est représenté sur la figure 5. Le bloc 200 représente le véhicule physique, comportant tous les sous-systèmes du véhicule, tels que l'actionnement de la

commande, le système de propulsion et le système de me-

sure inertiel. La sortie du système de mesure inertiel (codant, par exemple, les vitesse mesurées de roulis, de tangage et de lacet et les accélérations transversales mesurées du système) est représentée en tant que signal de retour 205. La réponse mesurée 205 du véhicule est comparée à un signal de réponse dynamique ordonnée 215 provenant du système de commande de guidage 210 pour

créer un signal d'erreur 220 dans une architecture de re-

tour habituelle. Le dispositif 500 de commande de pilote automatique à double-commande utilise le signal d'erreur 220 pour engendrer un signal de commande avant 505 et un signal de commande arrière 510. Ce sont les signaux de

commande de missile 505 et 510 qui commandent les dispo-

sitifs de commande avant et arrière du missile, tels que

les impulseurs 110 et les ailerons 115.

La double-commande de dispositifs compétitifs

n'a pas été utilisée jusqu'à présent d'une manière coopé-

rative du fait que le problème de la commande constitue un véritable défi. La difficulté dans la mise en oeuvre d'une stratégie à double- commande réside dans la capacité à déterminer quelle doit être la responsabilité de chaque

mécanisme de commande pour la manoeuvre voulue; c'est-à-

dire déterminer de combien doit être actionné le disposi-

tif de commande avant et de combien doit être actionné le dispositif de commande arrière pour obtenir la réponse

dynamique ordonnée.

Du fait que la manoeuvrabilité du missile est obtenue par l'application de moments par les dispositifs de commande avant et arrière, l'intuition suggère que la

réponse la plus rapide, en utilisant une stratégie à dou-

ble-commande, devrait être obtenue en faisant en sorte que les deux dispositifs de commande appliquent le couple de force le plus élevé que l'on puisse commander. En d'autres termes, une approche intuitive pour améliorer la capacité dynamique d'un missile consiste simplement à utiliser les stratégies de commande individuelles avant et arrière - les mêmes formes d'instructions que celles représentées sur les figures 3 et 4 - mais celles-ci étant ramenées à une échelle appropriée. Un mécanisme de commande utilisant cette approche est représenté sur la figure 6. En réponse à un signal d'instruction 300 en provenance du système de commande de guidage 210 utilisé

pour obtenir une augmentation en échelon de l'accéléra-

tion dans la direction des z positifs, le dispositif 500 de commande de pilote automatique de missile engendre un signal de commande d'impulseurs 505 et 600 et un signal

de commande d'ailerons 510 et 605 pour effectuer la ma-

noeuvre. L'élément 610 représente la réponse mesurée en termes d'accélération transversale Nz du missile (correspondant au signal de retour 205) à la manoeuvre ordonnée, o Nz est décrit ci- dessus en référence à la

figure 3.

Il est important de noter qu'en utilisant cette

stratégie de commande intuitive, l'accélération du véhi-

cule dans la direction ordonnée est retardée par rapport à une stratégie de commande avant isolée (on comparera 310 et 610). Comme remarqué précédemment, ce retard est engendré du fait que la force appliquée sur les ailerons

est dirigée dans une direction opposée à celle du mouve-

ment voulu. On reconnaît dans la technique que l'utilisa-

tion des dispositifs de commande arrière introduit un re-

tard inhérent dans la réponse du missile. Par conséquent, l'approche intuitive pour améliorer la capacité dynamique du missile en utilisant une stratégie à double-commande suggère que les signaux d'instructions utilisés pour les dispositifs de commande avant et arrière soient mis à

l'échelle de manière à fournir l'accélération voulue.

Une stratégie à double-commande agissant de ma-

nière coopérative actionne des dispositifs de commande avant et arrière de manière simultanée pour améliorer de

manière significative la manoeuvrabilité/capacité dynami-

que du missile. Pour effectuer une manoeuvre conformément

à la stratégie de la présente invention, des ailerons ar-

rière de missile sont initialement inclinés pour engen- drer une force OPPOSEE à celle habituellement utilisée

(poussant la queue du missile dans la direction de la ma-

noeuvre ordonnée), tout en actionnant simultanément des impulseurs avant pour pousser aussi le nez du missile dans la direction de la manoeuvre ordonnée, mais à une vitesse plus rapide que le tronçon de queue. Ceci amène

le corps du missile à tourner et à se translater simulta-

nément dans la direction de la manoeuvre ordonnée. Lors-

que s'est développée une force aérodynamique suffisamment

importante due à la rotation du corps, les ailerons ar-

rière sont inclinés pour engendrer une force qui s'oppose à la manoeuvre ordonnée afin de maintenir un moment sur

le corps du missile et de compléter la manoeuvre ordon-

née. Un bénéfice important de la stratégie à dou-

ble-commande agissant de manière coopérative est que le missile commence à se translater immédiatement dans la

direction de la manoeuvre ordonnée (les systèmes à com-

mande arrière isolée habituels n'accomplissent pas ceci)

et à une vitesse plus rapide que celle que l'on peut ob-

tenir en utilisant des dispositifs de commande avant iso-

lés ou une approche intuitive par double-commande. Un bé-

néfice opérationnel essentiel de la présente invention est une capacité de déviation considérablement améliorée

du missile.

Une distinction importante dans la stratégie de commande de la présente invention est que l'instruction de commande des ailerons arrière, au cours de la partie initiale de la manoeuvre, indique une direction OPPOSEE à celle habituellement utilisée pour la manoeuvre. Si le système de commande avant est incapable d'appliquer un moment suffisamment important, les ailerons peuvent être

brièvement utilisés pour augmenter le moment des impul-

seurs et, ensuite, être utilisés comme dispositifs géné-

rateurs de force au niveau de faibles angles d'attaque.

Après ce déplacement initial, les ailerons sont inclinés

dans une direction habituelle pour la manoeuvre. En coo-

pération avec la commande des ailerons arrière, une com-

mande des impulseurs avant est appliquée dans la direc-

tion souhaitée pour la manoeuvre.

Un mode de réalisation représentatif de la pré-

sente invention est décrit ci-dessous en référence aux dessins annexés, tel qu'il peut être mis en oeuvre en

utilisant une stratégie à double-commande agissant de ma-

nière coopérative. Dans un but de clarté, toutes les ca-

ractéristiques d'une mise en oeuvre effective ne sont pas décrites dans la présente demande. Il est bien entendu évident que, lors du développement d'une telle mise en oeuvre effective (comme dans tout projet de développement

de système de commande), de nombreuses décisions spécifi-

ques à la mise en oeuvre doivent être prises pour attein-

dre les buts spécifiques que se fixe le concepteur, tels

que pour satisfaire aux contraintes du système ou aux im-

pératifs commerciaux, qui peuvent varier d'une mise en oeuvre à une autre. De plus, il doit être apprécié qu'un tel effort de développement peut être complexe et peut nécessiter du temps, mais constitue néanmoins une affaire de routine pour un ingénieur spécialisé dans les systèmes

de commande aérodynamique disposant de compétences ordi-

naires, bénéficiant de la présente description.

On va maintenant décrire la présente invention, à titre d'exemple uniquement, en se reportant aux dessins annexés sur lesquels: - la figure i est un schéma d'un système de missile représentant le centre de gravité du missile, ainsi qu'un système de coordonnées direct habituel, - la figure 2 est un schéma fonctionnel d'un système habituel de commande de missile utilisant un seul dispositif de commande (avant ou arrière), - la figure 3 représente un système de commande habituel utilisant un dispositif de commande avant (impulseur), - la figure 4 représente un schéma de commande habituelle utilisant un dispositif de commande arrière (aileron), - la figure 5 est un schéma fonctionnel d'un système de commande de missile qui utilise à la fois des dispositifs de commande avant (impulseur) et arrière (aileron), - la figure 6 représente une architecture à double- commande habituelle pour un missile comportant des dispositifs de commande avant (impulseur) et arrière (aileron),

- la figure 7 représente un schéma de dou-

ble-commande selon la présente invention pour un missile comportant des dispositifs de commande avant (impulseur) et arrière (aileron), - la figure 8 représente la différence existant

entre les signaux de commande avant et arrière de systè-

mes habituels de commande de missile, ceux d'un système à

double-commande intuitive, et les signaux de commande en-

gendrés conformément à la présente invention, - la figure 9 représente la différence existant

dans les réponses de missiles entre des schémas de com-

mande habituelle de missile, celles d'un système à dou-

ble-commande intuitive, et la réponse engendrée par un schéma de doublecommande selon la présente invention,

- la figure 10 représente la capacité de dévia-

tion améliorée du missile dans la stratégie à dou-

ble-commande de la présente invention par rapport à des

stratégies habituelles à commande d'ailerons ou d'impul-

seurs et à un système à double-commande intuitive, - la figure 11 représente un schéma fonctionnel

pour un système de commande généralisé, utilisé pour dé-

crire un dispositif de commande à logique floue réalisé selon la présente invention,

- la figure 12 montre une représentation gra-

phique d'une règle floue d'appartenance triangulaire, - la figure 13 représente la variation non-linéaire entre signaux d'erreur et de commande dans une mise en oeuvre se basant sur la logique floue de la stratégie de commande de la présente invention, - la figure 14 représente la mise en forme de l'amplitude des signaux d'instructions de commande avant

et arrière utilisés par un système à deux commandes coo-

pératives pour un mode de réalisation se basant sur la logique floue de la stratégie de commande de la présente invention, et - la figure 15 représente les réponses (simulées) en termes d'accélération transversale pour des mécanismes de commande isolés, par comparaison avec la

réponse obtenue en utilisant une stratégie à deux comman-

des coopératives selon la présente invention.

Une stratégie à double-commande selon la pré-

sente invention actionne des dispositifs de commande avant et arrière de manière simultanée pour améliorer de manière importante la manoeuvrabilité/capacité dynamique

* d'un missile. Pour effectuer une manoeuvre selon la pré-

sente invention, les ailerons arrière d'un missile sont initialement inclinés pour engendrer une force OPPOSEE à celle habituellement utilisée, c'est-à-dire poussant la

queue du missile dans la direction de la manoeuvre ordon-

née, tout en actionnant simultanément les impulseurs

avant pour pousser aussi le nez du missile dans la direc-

tion de la manoeuvre ordonnée, mais avec une vitesse plus rapide que le tronçon de la queue. Ceci amène le corps du

missile à tourner et à se translater de manière simulta-

née dans la direction de la manoeuvre ordonnée. Lors-

qu'est développée une force aérodynamique suffisamment importante du fait de la rotation du corps, les ailerons

arrière sont inclinés pour engendrer une force qui s'op-

pose à la manoeuvre ordonnée, c'est-à-dire comme cela se fait de manière habituelle, pour maintenir un moment sur le corps du missile et terminer la manoeuvre ordonnée. Un

avantage important de la stratégie de la présente inven-

tion est que le missile commnence à se translater dans la direction de la manoeuvre ordonnée, de manière immédiate

(les schémas de commande arrière isolée habituelle n'ef-

fectuent pas cela), et à une vitesse plus rapide que celle possible en utilisant des dispositifs de commande

avant isolée ou en utilisant une approche à dou-

ble-commande intuitive comme décrit ci-dessus.

Le comportement d'un système à double-commande selon la présente invention est représenté sur la figure 7. En réponse à un signal d'instruction 300 en provenance

du système de commande de guidage 210 utilisé pour obte-

nir une augmentation en échelon de l'accélération dans la direction des z positifs, le dispositif 500 de commande de pilote automatique de missile engendre un signal de commande d'impulseurs 505 et 700 et un signal de commande d'ailerons 510 et 705 pour effectuer la manoeuvre. La trace de signal 710 représente la réponse mesurée Nz de

l'accélération transversale du missile (provenant du sys-

tème de mesure inertiel, correspondant au signal 205) à

la manoeuvre ordonnée, o Nz est décrit ci-dessus en ré-

férence à la figure 3.

Une distinction importante de la stratégie de commande de la présente invention réside dans le fait que l'instruction de commande d'ailerons arrière 705, lors de la partie initiale de la manoeuvre, indique une direction

OPPOSEE à celle habituellement utilisée pour la manoeu-

vre. Si le système de commande avant ne peut appliquer un moment suffisamment important, les ailerons peuvent être

brièvement utilisés pour augmenter le moment d'un impul-

seur et, ensuite, être utilisés en tant que dispositif

générateur de force au niveau de faibles angles d'atta-

que. Après ce déplacement initial, les ailerons sont in- clinés dans une direction habituelle pour la manoeuvre; on comparera 705 à

400 et 605. En coopération avec la

commande des ailerons arrière, une commande des impul-

seurs avant est appliquée dans la direction souhaitée

pour la manoeuvre; on comparera 700 à 305 et 600.

La présente invention tire profit du phénomène physique qui fait que, bien que les forces engendrées par les dispositifs de commande avant et arrière soient d'un ordre de grandeur inférieur aux forces aérodynamiques

disponibles à des grands angles d'attaque, pour de fai-

bles angles d'attaque, les forces engendrées par les dis-

positifs de commande sont les forces significatives con-

tribuant à la manoeuvre ordonnée. A titre d'hypothèse, on suppose qu'un missile 100 est en vol lorsque le système de guidage 210 envoie un signal d'instruction de réponse

dynamique 215 au dispositif 500 de commande de pilote au-

tomatique indiquant que le nez du missile doit être dé-

placé vers le bas dans la direction des z positifs. Con-

formément à la stratégie de commande de la présente in-

vention, les ailerons de commande arrière 115 sont

d'abord inclinés pour pousser l'extrémité arrière du mis-

sile vers le bas, c'est-à-dire dans la direction opposée à celle traditionnellement attendue pour une manoeuvre

dans la direction des z positifs, alors que les impul-

seurs avant 110 sont aussi déclenchés pour pousser le nez

du missile dans la direction des z positifs. Le point im-

portant est que le nez du missile se déplace plus rapide-

ment dans la direction des z positifs que son extrémité

arrière. Ceci, à son tour résulte de la force et du mo-

ment engendrés par les impulseurs agissant rapidement.

Lorsque le véhicule commence à tourner, en aug-

mentant la force aérodynamique sur le corps du missile du fait de l'angle d'attaque croissant, les ailerons sont

inclinés pour s'imposer comme dispositif principal géné-

rateur de moment, alors que l'utilisation des impulseurs

avant est réduite pour économiser leurs ressources limi-

tées en carburant propulsif. Lorsque les ailerons sont utilisés en tant que dispositif principal générateur de moment, ceux-ci sont inclinés dans la direction espérée, c'est-à-dire habituelle, c'est-à- dire pour engendrer une

force dans une direction opposée à celle de la manoeuvre.

Par conséquent, au cours de l'étape initiale de la ma-

noeuvre, les ailerons sont principalement utilisés en tant que dispositif générateur de force, tandis qu'au cours des étapes ultérieures de la manoeuvre, ceux-ci

sont principalement utilisés en tant que dispositif géné-

rateur de moment. La manière dont on fait passer les ai-

lerons d'un dispositif générateur de force, o ceux-ci engendrent un moment qui s'oppose à la manoeuvre, à un dispositif générateur de moment, o ceux-ci engendrent une force qui s'oppose à la manoeuvre, permet de fournir

la réponse dynamique voulue.

Comme évident pour l'homme du métier, la ma-

nière dont on effectue la transition des surfaces de com-

mande pour fournir la réponse dynamique voulue est une fonction de la conception spécifique du missile et peut inclure, par exemple, l'amplitude de la force de commande disponible à partir des dispositifs de commande avant et

arrière, les caractéristiques aérodynamiques des véhicu-

les, et les conditions de vol du missile (vitesse, alti-

tude, etc.).

Une comparaison des stratégies d'utilisation des signaux de commande met en lumière la nouveauté de la présente approche pour améliorer la manoeuvrabilité du missile. La figure 8 compare la sortie du dispositif de

commande de pilote automatique pour une stratégie de com-

mande avant uniquement 305, une stratégie à dou-

ble-commande intuitive 600 et 605, et un schéma de dou- ble-commande selon la présente invention 700 et 705. Une

comparaison similaire des profils d'accélération du mis-

sile, représentés sur la figure 9, met en lumière l'inté-

rêt de l'approche selon l'invention.

L'homme du métier pourra noter que la perfor-

mance d'un véhicule quelconque utilisant la stratégie à

double-conmmnande de la présente invention peut être sur-

veillée par télémétrie. Ceci constitue un procédé commode pour évaluer l'efficacité des dispositifs de commande

dans une réalisation spécifique. En variante, la télémé-

trie offre des moyens pour déterminer si un véhicule uti-

lise la stratégie de commande de la présente invention.

Le but d'un missile d'interception est d'inter-

cepter ou de "tuer" un missile ennemi (même lorsque le missile ennemi exécute des manoeuvres échappatoires avec de fortes accélérations). Ceci nécessite à son tour qu'un

missile d'interception soit capable de se translater la-

téralement aussi rapidement que possible. La distance la-

térale maximale dont peut être translaté un missile au cours d'une période spécifiée de temps, définie dans une

repère de référence inertiel, est connue en tant que ca-

pacité de déviation du missile.

Un avantage opérationnel essentiel de la stra-

tégie à double-commande de la présente invention est une

capacité de déviation du missile considérablement amélio-

rée. Pour représenter cette amélioration importante, on

va considérer le cas dans lequel un missile d'intercep-

tion approche une cible se déplaçant à vitesse élevée qui

exécute une manoeuvre d'échappement nécessitant que l'in-

tercepteur compte sur sa capacité de déviation maximale.

La figure 10 représente la capacité de dévia-

tion simulée (en réponse à une instruction 20 g en prove-

nance du système de commande de guidage d'intercepteur)

pour un missile ayant la configuration suivante: dépla-

cement à Mach 3, altitude du niveau de la mer, poids de 48 Kilogrammes (Kg), longueur de 2,64 mètres, diamètre de 16,5 centimètres (cm), envergure des ailerons arrière de 11,4 cm, et poussée de déviation de 3 114 Newtons. Comme représenté, une instruction de guidage de 20 g produit

une déviation 1000 de 4,7 mètres en utilisant la straté-

gie de commande de la présente invention pendant une trame de temps adéquate de 0,25 seconde. Par comparaison,

on obtient une déviation 1005 de 3,4 mètres avec une com-

mande par impulseurs seule, une déviation 1010 de 3,2 mè-

tres avec une approche à double-commande intuitive, et

une déviation 1015 de 3,1 mètres avec la commande d'aile-

rons seule. La capacité de déviation résultante peut être

directement corrélée pour augmenter la capacité à l'en-

contre de cibles manoeuvrables ou être utilisée pour com-

penser les incertitudes du capteur de guidage.

La présente partie contient, en majeure partie, un article présenté par le présent inventeur lors du 1994

IEEE International Symposium on Intelligent Control à Co-

lombus, Ohio, USA, le 17 Août 1994, et décrit un disposi-

tif de commande conformément à la présente invention, mis en oeuvre en utilisant des techniques faisant appel à une

logique floue.

Une logique floue a la capacité de produire une

application non-linéaire associant aux conditions appar-

tenant à un espace d'erreur, des actions dans un espace d'instructions de commande. Cette propriété traduit la capacité à améliorer le temps de réponse à une entrée en

échelon, tel que par exemple dans le cas d'un pilote au-

tomatique, à deux degrés de liberté, du plan de tangage, pour un missile supersonique. Plus précisément, il est par ailleurs prouvé que la méthodologie de la logique floue peut adresser un ensemble d'indices de performance qui peuvent être établis de manière ambigue, mais sont intuitivement importants. Un exemple de missile commandé simultanément à l'aide de deux mécanismes de commande compétitifs est utilisé pour montrer là o cet avantage

est pertinent et souhaitable.

La logique floue est une discipline mathémnati-

que basée sur la théorie des ensembles flous qui autorise des degrés de vérité et de mensonge. La logique floue

dans un dispositif de commande fait correspondre par ap-

plication un ensemble d'entrées appelées antécédents avec un ensemble de sorties d'instruction de commande appelées

images qui actionneront de manière appropriée les dispo-

sitifs pour translater le système vers l'état voulu. Du fait de la nature multi-valeurs de la logique floue, les

valeurs des états du système peuvent être décrites de ma-

nière catégorielle par des variables linguistiques qui maintiennent la connaissance ou la perception intuitive que l'ingénieur a du système. Par exemple, les vitesses

peuvent être décrites par "rapide positive" ou "lente né-

gative" et les actions de commande peuvent être classi-

fiées par "importante négative" ou "moyenne positive", etc. Ce qui est expliqué par certains comme syntonisation ad-hoc est en vérité une technique de minimisation dans

laquelle l'ingénieur a conceptualisé et appliqué un en-

semble ambigu d'indices de performance.

On va considérer le système de commande de re-

tour généralisé représenté sur la figure 11, o G est l'installation système (équivalente au véhicule 200), yG

est le vecteur des réponses mesurées (équivalent à la ré-

ponse dynamique mesurée 205), r est le vecteur des ni-

veaux d'instruction d'entrée (équivalent à la réponse dy-

namique ordonnée 215), le vecteur e est la différence existant entre les niveaux d'instruction voulus et les réponses mesurées ou état d'erreur (équivalent au signal

d'erreur 220), K est le dispositif de commande de stabi-

lisation (équivalent au dispositif 225 de commande de pi-

lote automatique), et u est le vecteur des instructions pour le système d'actionnement de commande (équivalent au signal de commande composite constitué des instructions

de commande avant et arrière 505 et 510, respectivement).

Si K est choisi pour être basé sur une logique floue, l'état d'erreur e au niveau d'un instant discret est mis en corrélation avec l'instruction voulue u du dispositif de commande en trois étapes: 1) codage en logique floue, 2) évaluation de la règle, et 3) décodage en logique floue. Le codage en logique floue est le traitement de

caractérisation de chaque état d'erreur pour le disposi-

tif de commande, sur une plage de valeurs appelée l'uni-

vers de discours, U. Il est utile à des fins de syntoni-

sation de normaliser chaque U par une valeur maximale ty-

pique de son état d'erreur associé. Chaque univers de discours est divisé en de multiples sous-ensembles qui se recouvrent, définis par une fonction d'appartenance et désignés par une variable linguistique, telle que "important positif". Une valeur distincte ou "fraîche" d'un état d'erreur peut appartenir à plus d'un

sous-ensemble de U et le degré d'appartenance p est dé-

terminé par la fonction d'appartenance. Le degré d'appar-

tenance est défini sur l'intervalle [0,1] par: ga = an(e) o an indique la nième fonction d'appartenance telle que "lent négatif". Un exemple simple du traitement de codage

en logique floue est illustré sur la figure 12. Des fonc-

tions d'appartenance triangulaires sont utilisées pour cet exemple du fait de leurs propriétés intéressantes (on se reportera, par exemple, au document publié au nom de Liu, K. et Lewis, F.L., intitulé "Some Issues About Fuzzy

Logic Control", compte-rendu de la 32nd Conference on De-

cision and Control, Décembre 1993, pages 1743 à 1748).

L'étape suivante dans la construction d'une ap-

plication entre le signal d'erreur et l'instruction de commande est une évaluation de la règle. La convention de signe adoptée et la relation dynamique existant entre des états d'erreur et des instructions de commande de sortie interagissant sont reflétées dans ces règles. Pour chaque combinaison possible de classes d'appartenance (une de

chaque univers de discours), il existe une règle définis-

sant quelle fonction d'appartenance émise est activée.

Pour deux ou plus de deux états d'erreur, les règles de commande floue ont la forme: Si (e1 E ai,1) et (e2 E bi,2) et... alors (u E ci) o e1 et e2 sont des entrées du dispositif de commande,

a, b et c sont des désignations linguistiques ou désigna-

tions floues, u est la commande de sortie et l'indice i

indique le numéro de la règle.

L'étape finale consiste à décoder l'agrégat des

fonctions d'appartenance activées concernant l'instruc-

tion de commande de sortie. Etant donné les valeurs des

états d'erreur dans la règle évaluée, le degré selon le-

quel u appartient à la variable linguistique de sortie ci est: Xi= min(ia1,,b,...)

o oei est le degré de satisfaction de la règle. Le procé-

dé le plus commun pour déterminer la valeur de sortie discrète pour chaque commande dans le vecteur u consiste à calculer le centroide de l'emplacement o ses valeurs de fonction d'appartenance agissent le long de l'univers de discours de la commande de sortie. La valeur de sortie est donnée par: n (ici n i=l

o n est le nombre de règles.

Par conséquent, une valeur d'entrée fraîche est

mise en correspondance par une application avec une va-

leur de sortie fraîche par l'intermédiaire de ce procédé

en trois étapes. On a montré qu'une application arbi-

traire quelconque à partir d'une entrée vers une sortie peut être établie si une fonction non-linéaire (telle que la fonction minimale) est utilisée dans le traitement de corrélation (Voir, Rumelhart, D.E. , McClelland, J.L., et le PDP Research Group, Parallel Distributed Processing,

Vol. i: Foundations, MIT Press, Cambridge, MA, 1986, pa-

ges 318 à 362).

Un dispositif de commande K défini par logique

floue n'est pas dépendant de la dernière valeur de l'ins-

truction fournie. Si un système à une seule entrée, une

seule sortie, est examiné à un instant discret, une cor-

rélation par commande linéaire entre e(k) et u(k + 1)

peut être obtenue si les fonctions d'appartenance des an-

técédents et des images sont réparties de manière régu-

lière dans l'espace. Cependant, l'application peut être

rendue non-linéaire en spécifiant soit l'espace des anté-

cédents soit l'espace des images comme étant non-

uniforme, comme représenté sur la figure 13. Pour un sys-

tème à plusieurs entrées, l'application peut être définie pour être toujours non-linéaire du fait de la fonction non-linéaire requise pour le traitement de décodage. La

fonction minimale a été utilisée dans le présent exemple.

L'attribut non-linéaire du dispositif de com-

mande à logique floue permet d'adapter la forme de la ré-

ponse sur toute la plage de niveaux d'instruction. Une réponse peut être conçue pour être lente pour des niveaux d'instruction/bruit faibles, modérée pour des niveaux d'instruction nominaux, et exagérée pour des niveaux d'instruction élevés (o une utilisation efficace de la

commande n'est pas le souci principal). La caractéristi-

que non-linéaire permet aussi de faire face sans hypo-

thèse limitative aux non-linéarités du système. Des exem-

ples de non-linéarité concernant l'exemple présenté sont

une commande impulsive et un angle d'attaque aérodynami-

que élevé.

Un exemple d'application est un missile compor-

tant à la fois une commande par ailerons arrière et une

commande de propulsion avant associées à un pilote auto-

matique utilisant et commandant simultanément les deux dispositifs (voir aussi la figure 1 et la figure 11). Le

véhicule donné à titre d'exemple est un missile superso-

nique, très facilement manoeuvrable, ayant une longueur de 3,96 m (13 pieds), un diamètre de 30,5 cm (1 pied) et

un poids de 136 kg (trois cents livres). Pour une des-

cription détaillée du système de véhicule donné à titre

d'exemple, on se reportera au document au nom de Schroe-

der, W.K., intitulé Parameter Estimation Using A Back Propagation Neural Network, Thèse de Maîtrise, Université du Texas à Arlington, Mai 1990. La commande du véhicule

est obtenue par l'intermédiaire d'ailerons mobiles ar-

rière entraînés par actionneur et d'impulseurs impulsifs avant. Les impulseurs fournissent une force d'impulsion

de 4 500 N (1 000 livres), mais sont modélisés en utili-

sant une variation linéaire de la force pour le présent exemple. La position du centre de gravité est choisie

pour obtenir un véhicule stable et un bras de moment adé-

quat à la fois pour l'installation des ailerons arrière

et pour l'installation de la commande d'impulseurs avant.

Les mécanismes sont dimensionnés et positionnés pour don-

ner à peu près la même capacité de déviation pendant une

manoeuvre d'une demi-seconde.

La somme des forces et des moments pour le vé-

hicule symétrique, exempt de roulis, propulsé vers l'avant avec une vitesse constante fournit les équations de mouvement suivantes: [W zwU0 o Z, [w [ Zal i<j = MW Mq O M3 'q O f | x =0 0 -2çw -on JxJ W EJtet Lôf 0 0 1 0 La o o j 1 00 Iqw I |tF LJo o o jLJ L oi

o q est le taux de tangage, w est la vitesse transver-

sale, et Nz est le facteur de charge de l'accélération

transversale (voir tableau 1). Les instructions de com-

mande d'ailerons et de propulsion sont indiquées par Sf et Èt respectivement, alors que les incréments effectifs de la commande respective sont donnés par Sf et St. Les termes on et font référence à la fréquence naturelle et

au taux d'amortissement du système d'actionnement d'aile-

rons du second ordre. On se reportera au tableau 2 pour

les définitions et les valeurs des dérivées de la stabi-

lité aérodynamique dimensionnalisées pour un vol à Mach

3,0 (Uo = 2 985,3 pieds/s).

Tableau 2. Coefficient Invariants dans le Temps à Mach 3 Coeff. Valeur Définition Dérivée Stabilité a - 0,0244 8(moment de tangage)/58(vitesse transversale) zw - 0,7858 8(force norm- le)/8(vitesse transversale) Mq 0,6031 8(moment de tangage)/8(taux de tangage) MSf - 381,01 È(moment de tangage)/8(inclinaison aileron) Z8f - 1155,76 6(force normale)/8(inclinaison aileron) Mat - 29, 929 5(moment de tangage)/8(force de poussée) Zst 107,247 8(force normale)/6(force de poussée) Les relations suivantes permettent la liaison avec le schéma fonctionnel représenté précédemment sur la

figure 11.

r = Lqtr.J' iU = 'YG = [q' Les états d'erreur (ou antécédents) pour le dispositif de commande à logique floue sont la différence entre le facteur de charge voulu et la réponse mesurée Nz et la différence entre le taux de tangage d'assiette et le taux de tangage mesuré. La valeur d'assiette du taux

de tangage peut être déterminée à partir du niveau d'ins-

truction Nz du fait que les paramètres dynamiques sont fortement liés. Les antécédents sont introduits dans des

fonctions d'appartenance séparées à la fois pour les ai-

* lerons et les impulseurs. Les composantes du vecteur com-

mande de u (ou images) sont une combinaison d'instruc-

tions pour les ailerons arrière et les impulseurs avant.

Une raison importante d'utiliser simultanément deux mécanismes de commande réside dans l'amélioration du temps de réponse, et ensuite de la capacité de déviation

ultérieure, qu'il est possible d'apporter à une configu-

ration donnée de missile. L'importance d'accélération transversale dont doit être capable le missile lors d'un

engagement dans un combat d'interception est réduite pro-

portionnellement au carré de l'amélioration du temps de réponse. La réponse du dispositif de commande peut être améliorée ou dégradée en modifiant simplement son bras de moment effectif sur le missile. Ceci peut être obtenu en décalant le centre de gravité, ce qui arrive lors du vol, ou en déplaçant l'emplacement physique du dispositif de

commande. Plus le bras de moment est long, plus la ré-

ponse à la commande est rapide. Du fait de contraintes physiques, les emplacements du mécanisme de commande sont

définis très tôt dans l'étape de conception. Par consé-

quent, le choix restant évident pour améliorer le moment

appliqué sur le véhicule est d'utiliser les deux mécanis-

mes de commande de manière simultanée.

Une double-commande pose un problème difficile

pour les techniques d'analyse habituelles. Ces caracté-

ristiques à plusieurs entrées, plusieurs sorties, empê- chent l'utilisation des procédés à une entrée une sortie, tels que les procédés de Bode, à lieu des racines, etc. Du fait que ces mécanismes de commande remplissent la même tâche (fournissent un moment au véhicule), ceux-ci

sont compétitifs. Par conséquent, un indice de perfor-

mance est nécessaire pour déterminer l'utilisation de chaque dispositif. L'avantage que peut fournir la logique floue, à travers sa variation nonlinéaire déterminable entre u et e est la capacité d'adresser des indices de

performance antagonistes (cependant, ambigus). Par exem-

ple:

1. La commande des ailerons arrière est relati-

vement peu coûteuse.

2. La commande des impulseurs avant a une endu-

rance fortement limitée et, par conséquent, est coûteuse.

3. La réponse en termes d'accélération (Nz) est

très bonne.

4. La réponse en termes de déviation (proportionnelle à la double intégrale de Nz) est très

bonne.

La commande de propulsion est admirable en ter-

mes de réponse du fait que celle-ci fournit une force de commande dans la direction de la manoeuvre contrairement

à la commande des ailerons qui fournit une force de com-

mande dans la direction opposée. Cependant, la nature discrète des impulseurs les rend adaptés pour limiter les

itérations. Par conséquent, à de faibles niveaux d'ins-

truction, il n'est pas souhaitable d'épuiser les impul-

seurs. De plus, lorsque l'erreur est annulée et quand le véhicule est dans un état bien orienté, la commande

d'état stable peut être assurée par les ailerons.

Le point important pour obtenir les objectifs

souhaités en termes de réponse et pour satisfaire aux in-

dices de performance mentionnés ci-dessus est la mise en forme des signaux du dispositif de commande d'instruction

sur la base de l'amplitude de l'instruction d'accéléra-

tion introduite (c'est-à-dire, la réponse dynamique or-

donnée). La variation non-linéaire du dispositif de com-

mande utilisée pour obtenir ceci est représentée sur la figure 14. Il est à noter que du fait qu'aucune sortie de commande n'est obtenue pour une entrée d'erreur nulle pour une commande en logique floue, une erreur d'état

stable est requise pour maintenir l'assiette. L'instruc-

tion de commande est par conséquent établie pour fournir

une accélération de 10 g.

Le but de la manoeuvre est d'atteindre un ni-

veau d'instruction Nz voulu en réponse à une entrée en échelon. Le niveau voulu est établi à 10 g pour l'analyse par simulation. Le critère de dépassement minimal est choisi dans le but de comparer les réponses provenant de

différents dispositifs de commande. Ceci équivaut à spé-

cifier un taux d'amortissement autour de 0,9 pour un sys-

tème linéaire du second ordre. Les réponses d'une com-

mande isolée correspondent à un retour linéaire, inva-

riante dans le temps, à gain constant, les taux de com-

mande et les instructions maximales étant identiquement limitées. Sous ces contraintes, la figure 15 représente la réponse Nz du facteur de charge de l'accélération

transversale en utilisant un schéma à double-commande se-

lon la présente invention 1500, un mécanisme habituel de commande 1505 pour impulseurs seuls, et des mécanismes habituel de commande 1510 pour ailerons seuls. Il est

évident pour l'homme du métier que la capacité de dévia-

tion d'un missile est proportionnelle à la double inté-

grale du facteur de charge de l'accélération transversale

du missile. Par conséquent, la stratégie à dou-

ble-conmmande représentée par la courbe 1500 à une capaci-

té de déviation d'amplitude supérieure à celle qui peut être obtenue avec une technique habituelle de commande

par impulseurs seuls ou par ailerons seuls.

En plus du mode de réalisation fonctionnant en

logique floue décrit ci-dessus, qui utilise une descrip-

tion dans le domaine des temps, la stratégie de commande de la présente invention peut aussi être expliquée en utilisant une technique d'analyse de fréquences connue en tant que système de commande H. (H- infini). Comme évident pour l'hommne du métier, l'analyse Ha est une méthode de

commande des espaces d'état, à plusieurs entrées, plu-

sieurs sorties. Un point important pour mettre en oeuvre

la stratégie de commande de la présente invention en uti-

lisant des techniques Ho est la mise en forme des signaux

d'instruction de commande dans le domaine des fréquences.

Un dispositif de commande H. conformément à la présente invention atténue l'utilisation des ailerons en réponse à des accélérations ordonnées à fréquence élevée, et atténue l'utilisation des impulseurs avant en réponse

à des accélérations ordonnées à fréquence basse. La sé-

lection de ces fréquences d'atténuation spécifiques pon-

dèrent l'utilisation des deux dispositifs de commande et est un traitement itératif culminant dans l'utilisation

du dispositif définie par la présente invention.

La définition des fréquences élevées et faibles est une fonction de la configuration, des conditions de

vol, et de l'autorité de commande, du missile. Grossière-

ment généralisé, le début de l'atténuation haute fré-

quence des ailerons est un ordre d'amplitude supérieur à

la fréquence naturelle du missile, mais est situé au-

dessous de la fréquence des dispositifs d'actionnement

d'ailerons. La fréquence au-dessous de laquelle est atté-

nuée l'utilisation des impulseurs avant est typiquement du même ordre de grandeur que la fréquence naturelle du véhicule. Un but fondamental de la présente invention est d'utiliser un mécanisme à double-commande qui combine des

techniques de commande avant et arrière de manière coopé-

rative pour améliorer considérablement les caractéristi-

ques dynamiques (manoeuvrabilité d'un missile). Un schéma

de commande selon la présente invention fournit les avan-

tages suivants: 1. Manoeuvrabilité accrue du missile - mesurée par la capacité de déviation du missile. Les

conséquences bénéfiques de cet avantage com-

portent: a. Volume accru d'espace aérien défendable

tel que défini par les coordonnées d'al-

titude et de rayon (enveloppe d'engage- ment). b. Capacité accrue à l'encontre de menaces exercées par des

véhicules aériens plus manoeuvrables. c. Capacité accrue à l'encontre de menaces exercées par des véhicules aériens ayant

de petites surfaces de radar.

d. Exigences de performance réduites sur le matériel de détection (coûteux) pour une manoeuvrabilité identique du missile par comparaison à des missiles utilisant des

stratégies de commande habituelles.

2. Endurance de commande accrue et utilisation

efficace de la commande. Une conséquence bé-

néfique de cet avantage est le rapport poids/coût réduit du missile par comparaison

à des missiles ayant une capacité de manoeu-

vre identique utilisant des stratégies de

commande habituelles (le poids est propor-

tionnel au coût).

Il est évident pour l'homme du métier ayant

pris connaissance de la présente description que de nom-

breuses modifications faites à partir de la description

ci-dessus sont possibles sans s'écarter du concept inven-

tif décrit ici. En conséquence, ce sont les revendica-

tions définies ci-dessous, et non pas simplement la des-

cription qui précède, qui sont destinées à définir les

droits exclusifs revendiqués dans la présente demande.

Claims (11)

REVENDICATIONS

1. Procédé pour changer rapidement la direction de déplacement d'un missile se déplaçant dans un milieu

fluide vers une nouvelle direction voulue, ladite nou-

velle direction étant mesurée dans le référentiel iner- tiel du missile, ledit missile ayant (i) une partie avant et un dispositif de commande d'impulseurs avant (110) et (ii) une partie arrière et un dispositif de commande d'ailerons arrière (115), ledit procédé étant caractérisé en ce qu'il comporte les étapes consistant à: (a) actionner (i) ledit dispositif de commande d'impulseurs avant pour engendrer une

force de commande avant, agissant sur la-

dite partie avant, pratiquement dans la nouvelle direction voulue et (ii) ledit dispositif de commande d'ailerons arrière pour engendrer une force sur les ailerons

arrière, agissant sur ladite partie ar-

rière, pratiquement dans la nouvelle di-

rection voulue,

(b) actionner ensuite ledit dispositif de com-

mande arrière pour engendrer une force de

commande arrière agissant sur ladite par-

tie arrière dans une direction pratique-

ment opposée à la direction de la force de

commande arrière obtenue à l'étape (a).

2. Procédé pour changer rapidement la direction de déplacement d'un véhicule se déplaçant dans un milieu

fluide vers une nouvelle direction voulue, ladite nou-

velle direction étant mesurée dans le référentiel iner-

tiel du véhicule, ledit véhicule ayant (i) une partie

avant et un dispositif de commande avant et (ii) une par-

tie arrière et un dispositif de commande arrière, ledit procédé étant caractérisé en ce qu'il comporte les étapes consistant à: (a) actionner (i) ledit dispositif de commande avant pour engendrer une force de commande avant, agissant sur ladite partie avant, pratiquement dans la nouvelle direction voulue et (ii) ledit dispositif de com- mande arrière pour engendrer une force de

commande arrière, agissant sur ladite par-

tie arrière, pratiquement dans la nouvelle direction voulue,

(b) actionner ensuite ledit dispositif de com-

mande arrière pour engendrer une force de

commande arrière agissant sur ladite par-

tie arrière dans une direction pratique-

ment opposée à la direction de la force de

commande arrière obtenue à l'étape (a).

3. Procédé selon la revendication 2, caractéri-

sé en ce que ledit véhicule est un missile.

4. Procédé selon la revendication 2, caractéri-

sé en ce que ledit véhicule est une torpille.

5. Procédé selon la revendication 2, caractéri-

sé en ce que ledit dispositif de commande avant est cons-

titué d' impulseurs.

6. Procédé selon la revendication 2, caractéri-

sé en ce que ledit dispositif de commande avant est cons-

titué d'ailes de canard.

7. Procédé selon la revendication 2, caractéri-

sé en ce que ledit dispositif de commande arrière est

constitué d'ailerons.

8. Procédé selon la revendication 2, caractéri-

sé en ce que ledit dispositif de commande arrière est

constitué d' impulseurs.

9. Procédé selon la revendication 2, caractéri-

sé en ce que ledit dispositif de commande arrière utilise

une commande de vecteur poussé.

10. Machine logique de commande de missile ayant une mémoire qui contient un ensemble d'instructions

de programme exécutable par la machine pour changer rapi-

dement la direction de déplacement d'un missile se dépla-

çant dans un milieu fluide vers une nouvelle direction

voulue conformément au procédé de la revendication 1.

11. Machine ayant une mémoire qui contient un ensemble d'instructions de programme exécutable par la

machine pour modifier rapidement la direction de déplace-

ment d'un véhicule se déplaçant dans un milieu fluide

vers une nouvelle direction voulue conformément au procé-

dé de la revendication 2.