L'invention concerne les systèmes de guidage de missiles. L'invention concerne plus particulièrement des perfectionnements apportés à la poursuite et au guidage de missiles commandés par ligne de visée. The invention relates to missile guidance systems. The invention relates more particularly to improvements made to the pursuit and guidance of missiles controlled by line of sight.
Bien que l'invention soit décrite en référence à des formes de réalisation et des applications particulières, il est évident qu'elle n'est pas limitée à celles-ci. Des modifications peuvent être apportées à l'invention sans sortir de son cadre. Although the invention is described with reference to particular embodiments and applications, it is obvious that it is not limited thereto. Modifications can be made to the invention without departing from its scope.
Un système typique de missile guidé par ligne de visée comprend un lanceur et un missile guidé. Le lanceur comprend généralement une lunette de pointage et un calculateur électronique de guidage qui transmet automatiquement des ordres de direction au missile en vol. Après le lancement, une balise placée dans la queue du missile est actionnée et ensuite détectée par un capteur placé sur le lanceur. Le pointage du capteur s'effectue avec le télescope du pointeur et permet à l'opérateur de suivre le missile le long de sa ligne de vol. Le capteur et le circuit de traitement associé mesurent l'angle formé entre le missile et la ligne de visée du pointeur. Ces écarts sont transformés par calculateur en ordres de guidage qui sont transmis au missile par la liaison pilote. Il suffit au pointeur de maintenir le réticule du viseur sur la cible pen- dant le vol du missile. Ce système est efficace dans des conditions où la cible est visible du pointeur. Ses possibilités d'utilisation sont limitées dans le cas de cibles obscurcies par l'obscurité, la fumée, la brume ou des conditions atmosphériques de mauvaise visibilité. Lorsque le système est complété par un ensemble à détecteur de recherche à infrarouge et à visuel, l'opérateur a la possibilité de voir de nombreuses cibles qui seraient autrement obscurcies. Les systèmes de l'art antérieur sont décrits dans les brevets des Etats-Unis d'Amérique N° 3 711 046, N° 3 761 180, N° 3 820 742, N° 3 998 406, N° 4 027 837 et N° 4 047 678. A typical line-of-sight guided missile system includes a launcher and a guided missile. The launcher generally includes a pointing telescope and an electronic guidance computer that automatically transmits direction commands to the missile in flight. After launching, a beacon placed in the tail of the missile is actuated and then detected by a sensor placed on the launcher. The pointing of the sensor is done with the telescope of the pointer and allows the operator to follow the missile along its line of flight. The sensor and the associated processing circuit measure the angle formed between the missile and the line of sight of the pointer. These deviations are transformed by calculator into guiding orders which are transmitted to the missile by the pilot link. The pointer simply holds the viewfinder reticle on the target during the flight of the missile. This system is effective in conditions where the target is visible to the pointer. Its possibilities of use are limited in the case of targets obscured by darkness, smoke, haze or poor visibility atmospheric conditions. When the system is complemented by an infrared and visual search detector array, the operator has the opportunity to see many targets that would otherwise be obscured. The systems of the prior art are described in US Pat. Nos. 3,711,046, 3,761,180, 3,820,742, 3,998,406, 4,027,837 and US Pat. 4,047,678.
Ces systèmes utilisent généralement une source de rayonnement infrarouge (c'est-à-dire une fusée au xénon ou une diode à l'arséniure de gallium) comme balise montée à l'extrémité arrière du missile. Certaines des références précitées prévoient une modulation de la balise. Une signature de balise, qui est modulée, peut être extraite de signaux parasites à des distances supérieures à celles pouvant être atteintes avec la même balise non modulée. Si la balise est un laser, la portée de fonctionnement du système est encore améliorée. Par rapport à des sources classiques de rayons infrarouges, les balises à laser possèdent une possibilité supérieure de pénétration dans la fumée, la brume, le brouillard et l'obscurité. De plus, une balise à laser peut être modulée électriquement à une fréquence très élevée pour opposer une meilleure résistance aux contre-mesures. Les sytèmes de l'art antérieur exigent souvent un dispositif mécanique de modulation. De tels systèmes peuvent être suffisamment lourds pour affecter les performances du missile en diminuant sa portée et/ou sa sensibilité. L'invention concerne des moyens destinés à améliorer les performances de systèmes de guidage et de poursuite de missiles commandés par ligne de visée. L'invention prévoit l'utilisation d'un laser comme balise de missile, modulé électriquement à une très haute fréquence. Une unité de poursuite à distance est destinée à détecter l'énergie électromagnétique transmise par la balise à laser et à produire des signaux électriques correspondants. Un circuit électronique est prévu dans le dispositif de poursuite afin de filtrer les données vidéo reçues de façon que seuls les signaux correspondant à la balise modulée puissent être traités par le circuit de détection d'erreurs. Ce dernier analyse les signaux filtrés pour produire une in-formation de sortie représentative de la position du mis silepar rapport au réticule du pointeur. L'invention sera décrite plus en détail en regard du dessin annexé à titre d'exemple nullement limitatif et sur lequel la figure unique est un schéma simplifié d'une forme préférée de réalisation de l'invention Le système de poursuite et de guidage à distance selon l'invention est représenté en 10 sur la figure 1. Le système 10 comprend un missile 12 et une unité 14 depour- suite. Le missile 12 est équipé d'une balise 16 à laser qui est montée de manière que, lorsque le missile est en vol, la balise à laser soit dirigée vers l'unité 14 de pour-suite. Un circuit 18 de base de temps de la balise utilise une horloge 20 de vol qui module la balise 16 à laser à une fréquence très supérieure à celle de toute autre source d'infrarouge susceptible de se trouver à proximité du missile tel que ce dernier est vu par le dispositif de pour-suite. Dans la forme préférée de réalisation, l'horloge de vol est synchronisée avec l'unité de poursuite afin qu'elle commande la balise à laser à un rythme voisin de trois périodes par élément d'image. L'énergie rayonnée par la balise à laser 16 est détectée par un capteur 22 d'infrarouges. Le balayage effectué par le capteur 22 est commandé par un circuit 24 de base de temps afin d'assurer la synchronisation avec l'horloge de vol 20. Le capteur 22 produit des signaux électriques représentatifs de la scène présente dans le champ de visée de l'unité de poursuite. Ces signaux électriques sont filtrés par des filtres transversaux 26 pour produire une information de sortie accordée. L'information de sortie pour un signal produit par la modulation à haute fréquence de la balise 16 à laser est distinctive. Des composantes parasites provenant de l'environnement ou de balises-leurres fonctionnant à la mauvaise fréquence sont rejetées. Dans la forme préférée de réalisation, les filtres transversaux 26 servent de filtres d'adaptation et se présentent sous la forme de dispositifs à transfert de charges. Il est néanmoins prévu de pouvoir utiliser tout filtre d'adaptation pour assumer la fonction de filtrage des données vidéo afin d'extraire le signal modulé à une fréquence prédéterminée. Un générateur 28 de fenêtre coopère avec le multiplexeur 30 pour constituer un discriminateur vidéo qui assure que seuls les signaux vidéo présents à proximité de la position prévue du missile sont traités. Ceci tend à éliminer l'ambiguïté due à d'autres sources d'infrarouges. Un comparateur 32 d'amplitude examine l'information de sortie du multiplexeur 30 de fenêtreet la compare à un seuil prédéterminé, mémorisé dans un registre 34. Des détecteurs d'erreurs d'azimut et d'élévation reçoivent des signaux du capteur 22 qui représentent le centre du champ de visée du pointeur. Ces signaux sont utilisés comme signaux de référence au moyen desquels l'information de sortie du comparateur d'amplitude est analysée. Lorsque l'information de sortie du multiplexeur dépasse le seuil, le comparateur 32 d'amplitude transmet des signaux d'entrée aux détecteurs 36 et 38 d'erreurs d'azi- mut et d'élévation,qui produisent des informations de sortie proportionnelles à l'écart entre le missile 12 et le centre de la lunette de pointage. Le système 40 de guidage de missiles conditionne les signaux provenant du détecteur 36 d'erreurs d'azimut et du détecteur 38 d'er- reurs d'élévation afin de dériver des signaux qui dirigent le missile vers le centre du champ de visée. Ces signaux sont transmis au missile 12 par un circuit 42 de pondération de transmission. Ce circuit fonctionne de manière à autoriser la commande de l'unité à missile par l'unité de poursuite 22 à recherche à infrarouges lorsque l'opérateur utilise le système en mode de recherche à infrarouges. Il va de soi que de nombreuses modifications peuvent être apportées au système décrit et représenté sans sortir du cadre de l'invention. These systems typically use a source of infrared radiation (ie a xenon rocket or a gallium arsenide diode) as a beacon mounted at the rear end of the missile. Some of the aforementioned references provide for modulation of the beacon. A beacon signature, which is modulated, can be extracted from spurious signals at distances greater than those that can be reached with the same unmodulated beacon. If the beacon is a laser, the operating range of the system is further enhanced. Compared to conventional infrared sources, laser beacons have a superior ability to penetrate smoke, mist, fog and darkness. In addition, a laser beacon can be electrically modulated at a very high frequency to provide better resistance to countermeasures. Systems of the prior art often require a mechanical modulation device. Such systems can be heavy enough to affect missile performance by decreasing its range and / or sensitivity. The invention relates to means for improving the performance of missile guidance and tracking systems controlled by line of sight. The invention provides the use of a laser as a missile beacon, electrically modulated at a very high frequency. A remote tracking unit is for detecting the electromagnetic energy transmitted by the laser beacon and producing corresponding electrical signals. An electronic circuit is provided in the tracking device for filtering the received video data so that only the signals corresponding to the modulated beacon can be processed by the error detection circuit. The latter analyzes the filtered signals to produce an output in-formation representative of the position of the set relative to the pointer's reticle. The invention will be described in more detail with reference to the accompanying drawings by way of non-limiting example and in which the single figure is a simplified diagram of a preferred embodiment of the invention. The tracking and remote guidance system According to the invention is shown in 10 in Figure 1. The system 10 comprises a missile 12 and a unit 14 depour suite. The missile 12 is equipped with a laser beacon 16 which is mounted so that, when the missile is in flight, the laser beacon is directed to the unit 14 of-suite. A beacon time base circuit 18 uses a flight clock 20 which modulates the laser beacon 16 at a frequency much greater than that of any other infrared source likely to be in the vicinity of the missile such as the latter. seen by the device for-suite. In the preferred embodiment, the flight clock is synchronized with the tracking unit to control the laser beacon at a rate of about three periods per pixel. The energy radiated by the laser beacon 16 is detected by an infrared sensor 22. The scanning carried out by the sensor 22 is controlled by a time base circuit 24 in order to synchronize with the flight clock 20. The sensor 22 produces electrical signals representative of the scene present in the field of view of the aircraft. tracking unit. These electrical signals are filtered by transverse filters 26 to produce tuned output information. The output information for a signal produced by the high frequency modulation of the laser beacon 16 is distinctive. Parasitic components from the environment or decoy tags operating at the wrong frequency are rejected. In the preferred embodiment, the transverse filters 26 serve as adaptation filters and are in the form of charge transfer devices. Nevertheless, it is planned to be able to use any adaptation filter to assume the function of filtering the video data in order to extract the modulated signal at a predetermined frequency. A window generator 28 cooperates with the multiplexer 30 to form a video discriminator which ensures that only the video signals present near the expected position of the missile are processed. This tends to eliminate the ambiguity due to other infrared sources. An amplitude comparator 32 examines the output information of the window multiplexer 30 and compares it to a predetermined threshold stored in a register 34. Azimuth and elevation error detectors receive signals from the sensor 22 which represent the center of the pointer's field of view. These signals are used as reference signals by which the output information of the amplitude comparator is analyzed. When the multiplexer output information exceeds the threshold, the amplitude comparator 32 transmits input signals to the azimuth and elevation error detectors 36 and 38, which produce output information proportional to the the gap between the missile 12 and the center of the telescope. The missile guidance system 40 conditions the signals from the azimuth error detector 36 and the elevation error detector 38 to derive signals which direct the missile towards the center of the field of view. These signals are transmitted to the missile 12 by a transmission weighting circuit 42. This circuit operates to allow control of the missile unit by the infrared search tracking unit 22 when the operator uses the system in infrared search mode. It goes without saying that many modifications can be made to the system described and shown without departing from the scope of the invention.