WO2012146835A1 - Procédé de gestion automatique d'un autodirecteur monté sur un engin volant, en particulier sur un missile - Google Patents

Procédé de gestion automatique d'un autodirecteur monté sur un engin volant, en particulier sur un missile Download PDF

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    • F41G7/2273—Homing guidance systems characterised by the type of waves
    • F41G7/2293—Homing guidance systems characterised by the type of waves using electromagnetic waves other than radio waves

Definitions

  • the present invention relates to a method of automatic management of a component-type self-steering device connected to the frame, which is mounted on a flying machine, and a flying machine, in particular an air-to-air missile, which is provided with such a homing device .
  • a "component linked to the frame" (“strapdown") self-redirector has, in the usual way, a fixed direction of observation, which is linked to the axes of the flying machine on which it is mounted.
  • a typical homing device of a missile represents a very significant part of the total cost of this missile and can correspond to the most expensive part (sometimes up to half the cost), due in particular to the complexity of the mechanisms guidance, the details required for this orientation, and their control.
  • a homodirector of "component-linked components” makes it possible, by releasing these mechanisms, to reduce their cost considerably (generally by a factor of 3 to 10), which justifies the interest of such a device. self-steering especially on a missile at low cost.
  • the field of view of a component-type self-redirector linked to the frame is generally larger than that of a conventional self-redirecting optical aiming device, to allow the missile to continue to see the target despite an impact and / or missile slip, and despite the speed of the target.
  • the flying machine does not arrive at the place where it is supposed to arrive and / or it is misdirected, and does not see the target;
  • the target may have moved and no longer be in the predicted viewing area of the homing device at the end of the mid-race phase.
  • the present invention aims to overcome these disadvantages. It relates to a method of automatic management of a component-type self-steering device connected to the frame, which is mounted on a flying machine, in particular an air missile, which has a hooking phase during which it seeks to detect a target and which comprises an observation direction, said observation direction being fixed with respect to the machine and being directed along the longitudinal axis of the latter, this management method making it possible to increase the capabilities of detection (hanging) of the target, regardless of the nature of any error (navigation error or error due to the displacement of the target), and this by avoiding the use of any sensor or additional cost.
  • said method is remarkable in that it controls (or pilot) automatically said flying machine so as to describe the longitudinal axis of said flying machine, during the attachment phase of the 'homing, a circle of increasing radius as a function of time, and this until the detection of the target.
  • the invention can be applied to any type of missile homodirectector component type linked to the frame (or “strapdown") and whose attachment (observation and tracking of the target) is after shooting, type LOAL ( "Lock-On After Launch”), without any other constraint (scope, job concept, 7), including a low-cost air-to-ground missile.
  • type LOAL "Lock-On After Launch”
  • the initial amplitude of the control depends on the field of the homing device, and is for example equal to the half-field of said homing device.
  • the flying machine is subjected to two commands intended to vary, respectively, on the one hand the angle between a steering vector linked to the longitudinal axis of the flying machine and a first gear axis. , and on the other hand the angle between said director vector and a second gear axis, these two gear axes defining a plane which is perpendicular to the longitudinal axis of the flying machine, and these two commands are such that said angular variations are sinusoidal and out of phase by ⁇ / 2.
  • the entire machine is imparted an oscillatory movement of its axis, to allow the homing device to scan an observation area which is considerably larger than the only field of view of the latter.
  • the period of said sinusoidal angular variations increases slightly over time to allow the flying machine to widen the search area.
  • the present invention also relates to a flying machine, in particular an air-to-air missile, provided with a component type self-redirector connected to the frame, which has a hooking phase during which it seeks to detect a target and which comprises a direction of observation, said observation direction being fixed relative to the flying machine and being directed along the longitudinal axis thereof.
  • said flying machine is remarkable in that it comprises automatic control means for controlling (or piloting) said flying machine so as to describe its longitudinal axis, during a flight of the flying machine during the attachment phase of the homing, a circle of increasing radius as a function of time, and this until the detection of the target.
  • said automatic control means are formed so as to subject the flying machine simultaneously to two commands intended to vary, respectively, firstly the angle between the director vector linked to the longitudinal axis. of the flying machine and a first gear axis, and secondly the angle between said steering vector and a second gear axis, these two gear axes defining a plane which is perpendicular to the longitudinal axis of the flying machine, and these two commands are such that said angular variations are sinusoidal and out of phase by ⁇ / 2.
  • said automatic control means are part of an automatic control system of said flying machine, which comprises in a usual manner all the means necessary to fly the flying machine and guide it.
  • Figure 1 shows very schematically a missile provided with a homing device, to which the present invention is applied.
  • Figure 2 is a graph for explaining the characteristics of a preferred mode of control of a missile.
  • the present invention is applied to a flying machine 1, in particular an air missile, shown schematically in FIG. 1, and is intended for managing the operation of a component-type self-steering device 2 connected to the frame, which is mounted on said flying craft 1.
  • such a self-redirector 2 has a hooking phase during which it seeks to detect a target C, in particular a moving target.
  • This autodirector 2 has an observation direction 3 which is fixed relative to the flying vehicle 1 and is directed along the longitudinal axis 4 of the latter.
  • This flying machine 1 comprises usual control means 5 which are part of a usual control system 6 (connected by a link 7 to the homing device 2 and shown very schematically in FIG. 1) and which comprise all the elements necessary for guide and control the flying machine 1 so that it can reach a target C, generally mobile.
  • control means 5 include information processing means which automatically generate data. piloting orders allowing the flying machine 1 to follow an intercept trajectory of the target C and control means (not shown) such as control surfaces or any other type of known elements, which automatically apply these control commands to the flying machine 1. All these usual means (of system 6) are well known and will not be further described hereinafter.
  • said flying machine 1 is a "LOAL" ("Lock-On After Launch”) missile for which, by definition, the homing device 2 locks on the target C after the launch.
  • This missile does not see target C at the beginning of the mission.
  • the mission begins with a so-called “mid-course” guidance phase, the purpose of which is to bring the said missile at a distance sufficiently close to the target C so that the latter can then be detected by the homing device 2 .
  • said flying machine 1 further comprises automatic control means 8 for controlling (or piloting) said flying machine 1 so as to describe to the longitudinal axis 4 of said flying machine 1, during a during the attachment phase of the homing device 2 (that is to say during the search for the target C), a circle of increasing radius as a function of time. This control is implemented until the detection of the target C.
  • the flying machine 1 is guided and controlled according to a usual trajectory by the means 5, to which guidance and guidance is usually added the control implemented by the control means 8 to describe the flying vehicle 1 a circle around its direction of flight.
  • the area which is observed by the self-steering 2 during the hooking phase is increased.
  • the homing device 2 is, in fact, able to scan an observation area which is much larger than its only field of view of fixed dimensions. By therefore, the capabilities of the homing 2 to detect the target C are considerably increased, regardless of the nature of any error (navigation error or error due to the displacement of the target), and this while avoiding the use of any sensor or additional cost.
  • said automatic control means 8 are part of said automatic control system 6, which comprises in a usual manner all the means necessary to fly the flying machine 1 and guide it towards a target C.
  • the control means 8 are intended to vary these two angles av and aw.
  • the amplitude of the angular control is preferably initially close to the value of the field of view of the homing device 2 (and may in particular be equal to the half-field of the latter, for example 1 5 °), which ensures coverage of a large angular area, without creating a blind spot in the center.
  • the period is chosen according to the time necessary for observation on the zone to ensure the detection of the target C and is only given as an example in FIG. 2. It can also slowly increase over time to provide the opportunity for the flying machine 1 to expand the search area if a first pass has been unsuccessful.
  • the present invention which thus widens the search area, makes it possible to reduce the impact of the drift of navigation as well as that of the displacement of the target C, and not (as the usual solutions mentioned above) only one of these two. phenomena.

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Abstract

- L'engin volant (1 ) est pourvu d'un autodirecteur (2) du type à composants liés au bâti, qui présente une phase d'accrochage pendant laquelle il cherche à détecter une cible (C) et qui comprend une direction d'observation (3), ladite direction d'observation (3) étant fixe par rapport à l'engin volant (1 ) et étant dirigée selon l'axe longitudinal (4) de ce dernier, ledit engin volant (1 ) comportant de plus des moyens de commande (8) pour commander automatiquement ledit engin volant (1 ) de manière à faire décrire à son axe longitudinal (4), lors d'un vol, pendant la phase d'accrochage de l'autodirecteur (2), un cercle de rayon croissant en fonction du temps, et ceci jusqu'à la détection de la cible (C).

Description

Procédé de gestion automatique d'un autodirecteur monté sur un engin volant, en particulier sur un missile.
La présente invention concerne un procédé de gestion automatique d'un autodirecteur de type à composants liés au bâti, qui est monté sur un engin volant, ainsi qu'un engin volant, en particulier un missile aérien, qui est pourvu d'un tel autodirecteur.
Un autodirecteur de type « à composants liés au bâti » (« strapdown » en anglais) présente, de façon usuelle, une direction d'observation fixe, qui est liée aux axes de l'engin volant sur lequel il est monté.
On sait qu'un autodirecteur usuel d'un missile représente une part très significative du coût total de ce dernier et peut correspondre à la partie la plus onéreuse (parfois jusqu'à la moitié du coût), en raison notamment de la complexité des mécanismes d'orientation de l'optique, des précisions requises pour cette orientation, et de leur maîtrise.
Un autodirecteur de type « à composants liés au bâti » permet, en se libérant de ces mécanismes, d'en réduire très fortement le coût (généralement d'un facteur de 3 à 10), ce qui justifie l'intérêt d'un tel autodirecteur notamment sur un missile à bas coût. Le champ de vision (« field of view » en anglais) d'un autodirecteur de type à composants liés au bâti, est en général plus grand que celui d'un autodirecteur usuel à optique orientable, pour permettre au missile de continuer à voir la cible malgré une prise d'incidence et/ou de dérapage du missile, et malgré la vitesse de la cible.
Pour un missile de type « LOAL » (« Lock-On After Launch » en anglais) pour lequel, par définition, l'autodirecteur se verrouille sur la cible après le lancement, le missile ne voit pas encore la cible au début de la mission. La mission commence par une phase de guidage dite « mi- course », dont le but est d'amener le missile à une distance suffisamment proche de la cible pour que cette dernière puisse ensuite être détectée par l'autodirecteur (accrochage). Néanmoins, plusieurs phénomènes peuvent conduire, indépendamment ou conjointement, à l'absence de la cible dans le champ de vision de l'autodirecteur durant cette phase prévue d'accrochage (et donc faire échouer la mission) :
- une dérive de la navigation de l'engin volant, en position comme en attitude. Dans ce cas, l'engin volant n'arrive pas à l'endroit où il est censé arriver et/ou il est mal orienté, et ne voit pas la cible ;
- un déplacement de la cible. La cible peut s'être déplacée et ne plus se trouver dans la zone d'observation prévue de l'autodirecteur à la fin de la phase mi-course.
Ces deux phénomènes limitent donc la portée du missile.
Plusieurs solutions sont connues pour rendre la phase d'accrochage plus robuste à ces deux phénomènes de dérive et de déplacement de la cible (ce qui permet d'augmenter naturellement la durée acceptable de la phase mi-course, et donc la portée et les capacités du missile). On peut notamment citer les solutions suivantes :
a) augmenter la taille du champ de l'autodirecteur ou sa portée, ce qui permet de réaliser une détection plus tôt, et suppose donc moins d'erreurs ou de déplacement de la cible à rattraper ;
b) améliorer les capacités de navigation pour réduire le terme d'erreur de dérive inertielle ; et
c) équiper le missile d'une liaison de transmission de données pour mettre à jour les coordonnées de la cible et réduire l'erreur due à cette dernière.
Toutefois, ces différentes solutions usuelles présentent des inconvénients. En particulier :
a) à iso-coût, augmenter la taille du champ de l'autodirecteur se fait au détriment de la portée et de la précision, et réciproquement, l'amélioration gagnée sur l'un des paramètres se paie sur les autres, limitant (voire annulant) l'intérêt de cette solution, sauf à augmenter la qualité générale du capteur, ce qui soulève le problème du coût, mais également de la capacité technologique. En raison des contraintes induites par l'utilisation d'un autodirecteur de type à composants liés au bâti, le champ requis est déjà grand (et présente donc une faible précision), et il devient d'autant plus difficile de l'agrandir encore (problème d'encombrement optique, de précision de l'écartométrie générée) ;
b) concernant l'amélioration des capacités de navigation pour réduire le terme d'erreur de dérive inertielle, au-delà de l'éventuel problème de coût de cette solution (en cas d'adjonction d'un capteur additionnel (GPS par exemple) ou de choix d'une meilleure centrale de navigation), seule une partie des erreurs sont corrigées par ce biais. En outre, l'éventuel déplacement de la cible n'est pas traité ; et
c) concernant le fait d'équiper le missile d'une liaison de transmission de données pour mettre à jour les coordonnées de la cible, cette solution soulève des problèmes de coût, d'encombrement dans le missile, et de capacité opérationnelle (contrainte système). Elle ne permet pas non plus de corriger les erreurs dues à la dérive de navigation.
Ces solutions usuelles ne sont donc pas complètement satisfaisantes.
La présente invention a pour objet de remédier à ces inconvénients. Elle concerne un procédé de gestion automatique d'un autodirecteur de type à composants liés au bâti, qui est monté sur un engin volant, en particulier un missile aérien, qui présente une phase d'accrochage pendant laquelle il cherche à détecter une cible et qui comprend une direction d'observation, ladite direction d'observation étant fixe par rapport à l'engin et étant dirigée selon l'axe longitudinal de ce dernier, ce procédé de gestion permettant d'augmenter les capacités de détection (accrochage) de la cible, indépendamment de la nature d'une éventuelle erreur (erreur de navigation ou erreur due au déplacement de la cible), et ceci en évitant le recours à tout capteur ou surcoût additionnel.
A cet effet, selon l'invention, ledit procédé est remarquable en ce que l'on commande (ou pilote) automatiquement ledit engin volant de manière à faire décrire à l'axe longitudinal dudit engin volant, pendant la phase d'accrochage de l'autodirecteur, un cercle de rayon croissant en fonction du temps, et ceci jusqu'à la détection de la cible.
Ainsi, par cette commande de l'engin volant destinée à lui faire décrire un cercle croissant autour de sa direction de vol, on augmente la zone qui est balayée par l'autodirecteur lors de la phase d'accrochage, dont la direction d'observation est fixe selon l'axe longitudinal de l'engin volant. Par conséquent, on augmente considérablement les capacités de détection (accrochage) de la cible, indépendamment de la nature d'une éventuelle erreur (erreur de navigation ou erreur due au déplacement de la cible), et ceci en évitant le recours à tout capteur ou surcoût additionnel.
L'invention peut s'appliquer à tout type de missile à autodirecteur de type à composants liés au bâti (ou « strapdown ») et dont l'accrochage (observation et suivi de la cible) se fait après le tir, de type LOAL (« Lock- On After Launch » en anglais), sans autre contrainte (portée, concept d'emploi,...), et notamment à un missile air-sol à bas coût.
De façon avantageuse, l'amplitude initiale de la commande dépend du champ de l'autodirecteur, et est par exemple égale au demi-champ dudit autodirecteur.
Dans un mode de réalisation préféré, on soumet l'engin volant à deux commandes destinées à faire varier, respectivement, d'une part l'angle entre un vecteur directeur lié à l'axe longitudinal de l'engin volant et un premier axe engin, et d'autre part l'angle entre ledit vecteur directeur et un second axe engin, ces deux axes engin définissant un plan qui est perpendiculaire à l'axe longitudinal de l'engin volant, et ces deux commandes sont telles que lesdites variations angulaires sont sinusoïdales et déphasées de π/2. On imprime ainsi à l'engin entier un mouvement oscillatoire de son axe, pour permettre à l'autodirecteur de balayer une zone d'observation qui est considérablement plus grande que le seul champ de vision de ce dernier.
Avantageusement, la période desdites variations angulaires sinusoïdales augmente, légèrement, au cours du temps pour permettre à l'engin volant d'élargir la zone de recherche.
La présente invention concerne également un engin volant, en particulier un missile aérien, pourvu d'un autodirecteur de type à composants liés au bâti, qui présente une phase d'accrochage pendant laquelle il cherche à détecter une cible et qui comprend une direction d'observation, ladite direction d'observation étant fixe par rapport à l'engin volant et étant dirigée selon l'axe longitudinal de ce dernier.
Selon l'invention, ledit engin volant est remarquable en ce qu'il comporte des moyens de commande automatique pour commander (ou piloter) ledit engin volant de manière à faire décrire à son axe longitudinal, lors d'un vol de l'engin volant, pendant la phase d'accrochage de l'autodirecteur, un cercle de rayon croissant en fonction du temps, et ceci jusqu'à la détection de la cible.
Dans un mode de réalisation préféré, lesdits moyens de commande automatique sont formés de manière à soumettre l'engin volant simultanément à deux commandes destinées à faire varier, respectivement, d'une part l'angle entre le vecteur directeur lié à l'axe longitudinal de l'engin volant et un premier axe engin, et d'autre part l'angle entre ledit vecteur directeur et un second axe engin, ces deux axes engin définissant un plan qui est perpendiculaire à l'axe longitudinal de l'engin volant, et ces deux commandes sont telles que lesdites variations angulaires sont sinusoïdales et déphasées de π/2.
En outre, avantageusement, lesdits moyens de commande automatique font partie d'un système de commande automatique dudit engin volant, qui comprend de façon usuelle tous les moyens nécessaires pour faire voler l'engin volant et le guider.
Les figures du dessin annexé feront bien comprendre comment l'invention peut être réalisée. Sur ces figures, des références identiques désignent des éléments semblables.
La figure 1 montre de façon très schématique un missile pourvu d'un autodirecteur, auquel on applique la présente invention.
La figure 2 est un graphique permettant d'expliquer les caractéristiques d'un mode de commande préféré d'un missile.
La présente invention est appliquée à un engin volant 1 , en particulier un missile aérien, représenté schématiquement sur la figure 1 , et est destinée à la gestion du fonctionnement d'un autodirecteur 2 de type à composants liés au bâti, qui est monté sur ledit engin volant 1 .
De façon usuelle, un tel autodirecteur 2 présente une phase d'accrochage pendant laquelle il cherche à détecter une cible C, en particulier une cible mobile. Cet autodirecteur 2 présente une direction d'observation 3 qui est fixe par rapport à l'engin volant 1 et est dirigée selon l'axe longitudinal 4 de ce dernier.
Cet engin volant 1 comporte des moyens de commande 5 usuels qui font partie d'un système de commande usuel 6 (relié par une liaison 7 à l'autodirecteur 2 et représenté très schématiquement sur la figure 1 ) et qui comprennent tous les éléments nécessaires pour guider et piloter l'engin volant 1 afin qu'il puisse atteindre une cible C, généralement mobile. Ces moyens de commande 5 comprennent notamment des moyens de traitement d'informations qui engendrent automatiquement des ordres de pilotage permettant à l'engin volant 1 de suivre une trajectoire d'interception de la cible C et des moyens de pilotage (non représentés) tels que des gouvernes ou tout autre type d'éléments connus, qui appliquent automatiquement ces ordres de pilotage à l'engin volant 1 . Tous ces moyens usuels (du système 6) sont bien connus et ne seront pas décrits davantage ci-après.
De préférence, ledit engin volant 1 est un missile de type « LOAL » (« Lock-On After Launch » en anglais) pour lequel, par définition, l'autodirecteur 2 se verrouille sur la cible C après le lancement. Ce missile ne voit pas la cible C au début de la mission. De façon usuelle, la mission commence par une phase de guidage dite « mi-course », dont le but est d'amener ledit missile à une distance suffisamment proche de la cible C pour que cette dernière puisse ensuite être détectée par l'autodirecteur 2.
Selon l'invention, ledit engin volant 1 comporte, de plus, des moyens de commande automatique 8 pour commander (ou piloter) ledit engin volant 1 de manière à faire décrire à l'axe longitudinal 4 dudit engin volant 1 , lors d'un vol, pendant la phase d'accrochage de l'autodirecteur 2 (c'est-à-dire pendant la recherche de la cible C), un cercle de rayon croissant en fonction du temps. Cette commande est mise en œuvre jusqu'à la détection de la cible C. Ainsi, grâce à l'invention, l'engin volant 1 est guidé et piloté selon une trajectoire usuelle par les moyens 5, auxquels guidage et pilotage usuels s'ajoute le pilotage mis en œuvre par les moyens de commande 8 pour faire décrire à l'engin volant 1 un cercle croissant autour de sa direction de vol.
Ainsi, par cette commande de l'engin volant 1 destinée à lui faire décrire un cercle croissant, la zone qui est observée par l'autodirecteur 2 lors de la phase d'accrochage est augmentée. L'autodirecteur 2 est, en effet, en mesure de balayer une zone d'observation qui est beaucoup plus grande que son seul champ de vision de dimensions fixes. Par conséquent, les capacités de l'autodirecteur 2 pour détecter la cible C sont considérablement augmentées, indépendamment de la nature d'une éventuelle erreur (erreur de navigation ou erreur due au déplacement de la cible), et ceci en évitant le recours à tout capteur ou surcoût additionnel .
Dans un mode de réalisation préféré, lesdits moyens de commande automatique 8 font partie dudit système de commande automatique 6, qui comprend de façon usuelle tous les moyens nécessaires pour faire voler l'engin volant 1 et le guider vers une cible C.
On considère ( uo , vo , wo ) le trièdre défini par les axes engin à l ' instant où l 'on souhaite débuter l 'application de la commande de guidage. Comme représenté sur la figure 1 , ces deux axes engin vo et wo définissent un plan P qui est perpendiculaire à l'axe longitudinal 4 de l'engin volant 1 . On considère u le vecteur directeur qui lié à l 'axe longitudinal 4 de l'engin 1 , et on définit av l 'angle ( vo , u ) et aw l 'angle ( wo , u ) . Ces deux angles vérifient les relations suivantes : av = arcsin ( u . vo ) et aw = arcsin ( u . wo ) .
Les moyens de commande 8 ont pour objet de faire varier ces deux angles av et aw.
Le principe conforme à l'invention étant de faire décrire à l'axe engin un cercle de rayon croissant avec le temps, les commandes générées par les moyens de commande 8 pour obtenir lesdites variations angulaires sont sinusoïdales et déphasées de π/2, comme représenté sur la figure 2 qui montre les variations angulaires a (exprimées en °) en fonction du temps t (exprimé en secondes) pour av et aw. De plus, les valeurs maximales de av et aw augmentent à chaque demi-période.
L'amplitude de la commande angulaire est, de préférence, initialement proche de la valeur du champ de vision de l'autodirecteur 2 (et peut notamment être égale au demi-champ de ce dernier, par exemple 1 5 °), ce qui assure la couverture d'une grande zone angulaire, sans créer d'angle mort au centre.
La période est choisie en fonction de la durée nécessaire d'observation sur zone pour assurer la détection de la cible C et n'est fournie qu'à titre d'exemple sur la figure 2. Elle peut également lentement augmenter au cours du temps pour fournir l'opportunité à l'engin volant 1 d'élargir la zone de recherche si un premier passage a été infructueux.
La présente invention qui élargit donc la zone de recherche, permet de réduire tout aussi bien l'impact de la dérive de navigation que celui du déplacement de la cible C, et non (comme les solutions usuelles précitées) l'un seulement de ces deux phénomènes.
De plus, elle apporte un gain significatif, puisqu'on a pu observer pour un autodirecteur auquel on a appliqué la présente invention des performances d'accrochage équivalentes à celle d'un autodirecteur de capacités supérieures (même portée et précision, mais champ de 48 ° au lieu de 33°) .

Claims

REVENDICATIONS
1 . Procédé de gestion automatique d'un autodirecteur (2) du type à composants liés au bâti, qui est monté sur un engin volant (1 ), en particulier un missile aérien, qui présente une phase d'accrochage pendant laquelle il cherche à détecter une cible (C) et qui comprend une direction d'observation (3), ladite direction d'observation (3) étant fixe par rapport à l'engin volant ( 1 ) et étant dirigée selon l'axe longitudinal (4) de ce dernier, caractérisé en ce que l'on commande automatiquement ledit engin volant (1 ) de manière à faire décrire à l'axe longitudinal (4) dudit engin volant (1 ), pendant la phase d'accrochage de l'autodirecteur (2), un cercle de rayon croissant en fonction du temps, et ceci jusqu'à la détection de la cible (C).
2. Procédé selon la revendication 1 ,
caractérisé en ce que l'on soumet l'engin volant (1 ) simultanément à deux commandes destinées à faire varier, respectivement, d'une part l'angle (av) entre un vecteur directeur lié à l'axe longitudinal de l'engin volant et un premier axe engin, et d'autre part l'angle (aw) entre ledit vecteur directeur et un second axe engin, ces deux axes engin définissant un plan (P) qui est perpendiculaire à l'axe longitudinal (4) de l'engin volant (1 ), et en ce que ces deux commandes sont telles que lesdites variations angulaires (av, aw) sont sinusoïdales et déphasées de π/2.
3. Engin volant, en particulier missile aérien, pourvu d'un autodirecteur (2) du type à composants liés au bâti, qui présente une phase d'accrochage pendant laquelle il cherche à détecter une cible (C) et qui comprend une direction d'observation (3), ladite direction d'observation (3) étant fixe par rapport à l'engin volant (1 ) et étant dirigée selon l'axe longitudinal (4) de ce dernier,
caractérisé en ce qu'il comporte des moyens de commande automatique (8) pour commander automatiquement ledit engin volant (1 ) de manière à faire décrire à l'axe longitudinal (4) dudit engin volant (1 ), lors d'un vol de ce dernier, pendant la phase d'accrochage de l'autodirecteur (2), un cercle de rayon croissant en fonction du temps, et ceci jusqu'à la détection de la cible (C).
4. Engin volant selon la revendication 3,
caractérisé en ce que lesdits moyens de commande automatique (8) sont formés de manière à soumettre l'engin volant (1 ) simultanément à deux commandes destinées à faire varier, respectivement, d'une part l'angle (av) entre un vecteur directeur lié à l'axe longitudinal de l'engin volant et un premier axe engin, et d'autre part l'angle (aw) entre ledit vecteur directeur et un second axe engin, ces deux axes engin définissant un plan (P) qui est perpendiculaire à l'axe longitudinal (4) de l'engin volant (1 ), et en ce que ces deux commandes sont telles que lesdites variations angulaires (av, aw) sont sinusoïdales et déphasées de π/2.
5. Engin volant selon l'une des revendications 3 et 4,
caractérisé en ce que lesdits moyens de commande automatique (8) font partie d'un système de commande automatique (6) dudit engin volant (1 ).
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