Brevet FR2459955A1 — publié le 19810116

l 2459955 La présente invention concerne un nouveau système de pilo- tage de missile, pLo prtieuiièrement applicable à un missile télécommandé. Elle concerne également le missile réalisé justiciable de ce système de pilotae. Un certain nombrs d'opérations sont nécessaires pour amener un missile qui a été lancé, sans nue l'on précise eneore les modalités de ce lancement, à remplir sa mission, c'est-à-dire atteindre le but sur lequel il doit egir ou tout au moins s'en rapprocher de façon suffisante pour que sa destr:,ction soit 1à assurée dans les meilleurs conditions. Dans leo opérations qui consistent à amener le missile de son point de lancement au but, on distingue celles qui relèvent du guidage et celles qui relèvent du pilotage. Par définition, la fonction guidage calcule les accélé- rations latérales que doit éxécuter le missile et la fonction pilotage concerne l'exécution de ces ordres par'le missile. Dans la- suite de la uescription, les ordres de guidage seront relatifs aux accélérations latérales commandées et les ordres de pilotage seront relatifs aux ordres de position des. actuateurs. Un peut préciser également que, dans le cadre de l'invention, on appelle-actuateur tout dispositif mécanique embarqué, dont la commanride permet de faire varier les forces exercées sur le missile.; Des actuateurs sont par exemple des gouvernes aérody- namiques-agissant avec amplification, c'est-à-dire places à l'avant ou à l'arrière du missile, ou agissant sans amplifi- cation aérodynamique s'ils sont placés au voisinage du centre de gravite:; ce sont aussi des jets de gaz perpcndiculairs à l'axa du missile et situés soit à l'avant, soit à l'arriàre, agissait également avec amplification ou des systèmes de deviation de jets de propulsion. L'invention concerne le pilotage du missile,. et dans ca cadre, un système de pilotage dans lequel l'accélération latérale qui fait évoluer le centre de gravité du missile a une crigine totalement ou partiellement aércdynamique, c'est-à-dire r6sulte de l'action de la finesse relative de'air environaant. Ces accélérations sont commandées au moyen des actuateurs précé- demment décrits. La figure 1 représente au titre de l'art antérieur, le bloc diagramme d'un système de pilotage de missile que l'on appellera classique avec une partie guidage et qui comporte à bord du missile un pilote automatique, effectuant la comparaison des ordres définissant le mouvement désiré du missile et le mouve- ment exécuté par lui, mesuré par des capteurs. L'erreur déter- minée par cette comparaison permet de corriger l'ordre qui a-été donné au missile. Un système de pilotage de missile et de guidage de l'art antérieur comporte alors une partie située au sol et une partie placée à bord, le pilote automatique.-Au sol, on trouve en 1, un dispositif chargé d'élaborer l'écart. existant entre la trajectoire du missile et la trajectoire théorique qu'il devrait suivre suivant le mode de guidage adopté, en. général le guidage par alignement. Ce dispositif d'élaboration des écarts est suivi par un calculateur 2 qui détermine les ordres de guidage en accélération, en lacet et en tangage, qui alimente un émetteur 3 de télécommande avec une antenne d'émission 4. A bord du missile, on trouve le pilote automatique recevant les commandes du sol par une antenne 5 de télécommande réception, connectée à un récepteur de télécommande 6. A ce récepteur sont connectées deux chaînes de pilotage en lacet et en tangage respectivement, CI et C2. La chaîne de pilotage en lacet Cl est constituée par une boucle comportant un moteur 7 avec son alimen- tation, commandant l'actuateur de lacet; en 8 on trouve la réponse de l'actuateur du missile entraîné par le moteur 7, en 9 la symbolisation de la fonction de transfert de-la cellule du missile délivrant en 10 et 11 respectivement les informations de vitesse angulaire lacet du missile et d'accélération latérale lacet exécutée par le missile. Ces informations sont appliquées respectivement à un gyromètre 13 et à un accéléromètre 14, associés à des réseaux correcteurs 16 et 17 des boucles de contreréaction en vitesse et en accélération. La réponse 8 de l'actuateur du missile est mesurée par un capteur 12 suivi d'un réseau correcteur 15 de la boucle de contre-réaction en position. La boucle de lacet qui vient d'être décrite est connectée à la sortie du récepteur 6 par un organe additionneur-soustracteur 18. Cependant on pourra noter que certains systèmes ne comportent qu'une seule des deux boucles gyrométrique ou accélérométrique. La boucle de tangage C2, identique à la boucle de lacet Cl qui vient d'être décrite est connectée à la sortie du récepteur 6 par l'organe additionneur-soustracteur 181. Tous les autres circuits constitutifs de la boucle C2 portent les mêmes réfé- rences que les circuits correspondants de la boucle Cl mais affectés du signe un. On peut remarquer, suite à la description de l'art antérieur que la fabrication du missile qui doit contenir un pilote auto- matique est compliquée, principalement son contrôle et sa mise au point, sans oublier les contrôles sur le site et que dans ces conditions son coût est élevé. Suivant l'invention, on vise à définir un système de pilotage d'un missile qui ne comporte pas de pilote automatique embarqué. La construction de ce missile est donc par le fait simplifiée, sa mise au point est plus facile et par conséquent les coûts sont diminués. Suivant l'invention, le système de pilotage d'un missile par commande d'actuateurs disposés sur le missile ayant à son bord au moins un récepteur de télécommande et éventuellement un dis- tributeur d'ordres, est caractérisé par le fait qu'il comporte une partie au sol comprenant un calculateur délivrant les ordres de mise en position des actuateurs du missile, alimenté par un calculateur d'ordres de guidage et un émetteur de télécommande transmettant les ordres de pilotage au missile et une partie à bord du missile comprenant un récepteur de télécommande, comman- dant directement ou par l'intermédiaire d'un distributeur d'ordres, les dispositifs d'application des ordres de pilotage aux actuateurs du missile. D'autres avantages et caractéristiques de l'invention apparaîtront au cours de la description d'un exemple de réali- sation donné à l'aide des figures, qui outre la figure 1, représentent: la figure 2, le système de pilotage suivant l'invention; - la figure 3, le système de la figure 2 dans le cas o le missile est stabilisé en roulis; - la figure 4, un missile piloté par un système conforme à celui de l'invention. La figure 2 représente un système de pilotage suivant - l'invention. Il comporte une partie au sol I comprenant en lun circuit d'élaboration des écarts du missile par rapport à la trajectoire théorique qu'il doit suivre, en 2, un calculateur des ordres de guidage en lacet et tangage, en accélération,. connecté au circuit d'élaboration des écarts. Ce circuit et le calculateur de guidage ne font pas partie de l'invention. Ce calculateur de guidage est connecté à un calculateur 19 élaborant les ordres de pilotage grâce auxquels les actuateurs du missile considérés sont mis dans la position idoine. Les ordres de pilotage devant commander les actuateurs sont transmis à un émetteur de télécommande 3 équipé d'une antenne 4. La partie du système de pilotage placée à bord du missile II comporte une antenne de télécommande de réception 5 connectée à un récepteur de télécommande 6. Le récepteur de télécommande est connecté à un circuit 20 dit transformateur de coordonnées et distributeur d'ordres qui est connecté à un gyroscope 31 de roulis, prenant en compte le roulis du missile quand celui-ci n'est pas stabilisé en roulis. Au distributeur d'ordres 20 sont connectés respectivement par l'intermédiaire de circuits 27 et 28 de soustraction, des circuits 21 et 22 de commande des actua- teurs du missile, commandes élaborées au sol dans le circuit 19 comme cela a été dit. En 23 et 24, respectivement, on recueille les réponses des actuateurs qui sont d'une part envoyées dans un réseau correcteur 25- 26 de boucles de contre-réaction qui se referment sur les circuits de soustraction 27-28 et d'autre part aux circuits 29 et 39 représentant les fonctions de transfert, lacet et tangage du missile. Le fonctionnement du système de pilotage de la figure 2 est le suivant. Lorsque le missile est lancé,les mesures d'écarto- métrie sont effectuées par le circuit 1 et le calculateur 2 détermine à partir des écarts mesurés les ordres de guidage en lacet et tangage sous la forme de commandes d'accélération qui sont transformées dans le calculateur 19 en ordres de pilotage. Dans ce but, le calculateur 19 dispose de toutes les données nécessaires pour calculer avec suffisamment d'exactitude les positions à donner aux actuateurs qui permettront d'exécuter les ordres d'accélération désirés. Ces données initiales peuvent comporter suivant le cas, le profil de poussée des propulseurs du missile, les caractéristiques de l'atmosphère (pression, température, vent) et ses paramètres aérodynamiques, sa masse, ses inerties en fonction du temps, la variation de son centre de gravité et les fonctions de transfert des actuateurs. Toutes ces données sont introduites dans le calculateur 19 qui peut être un microprocesseur programmé de façon convenable suivant les équa- tions de vol du missile. Le calculateur 2 des ordres de guidage, dans le cas par exemple d'un guidage en alignement, fonctionne à partir des données d'écartométrie angulaire mesurées dans le c- rcuit 1, ces vitesses angulaires en site et en gisement de la ligne de visée fournies par un bol tier gyroscopique, de la correction d'abaissement due à la pesanteur et de la distance du missile mesurée ou calculée à partir de son profil de vitesse mis en mémoire. L'ordre de guidage ou accélération commandée, délivré par le calculateur 2 est transformé par le calculateur 19 en a ngles de braquage des gouvernes par exemple, en lacet et profondeur, calculés dans un système d'axes indépendants du roulis du missile. Ces ordres de braquage des gouvernes sont envoyés au missile par l'intermédiaire de l'ensemble de télécommande 3 et de son antenne 4, o ils sont reçus par l'antenne de réception 5 connectée au récepteur 6 de télécommande. L'émetteur de télé- commande émet, à titre d'exemple sur une porteuse de l'ordre de 1000 MHz, un message répétitif comprenant l'adresse du missile 6 2459955 et les différents ordres à lui envoyer. En effet, l'émetteur au sol n'est pas affecté à un seul missile, et dans le système d'arme global auquel la présente invention se rattache, un certain nombre de missiles peuvent être lancés simultanément et il faut pouvoir les distinguer. Quant aux ordres envoyés, ils comprennent ceux de braquage des gouvernes quand le missile est équipé de telles gouvernes ou plus généralement des ordres de mise en position des actuateurs, ce terme couvrant comme cela:a été déjà rappelé tout dispositf mécanique agissant pour exercer un effort mécanique à partir d'un signal de commande, générale- ment de faible niveau, destiné à communiquer au missile le facteur de charge commandé, des ordres de télédestruction, etc. Ces ordres sont généralement envoyés sous la forme de mots binaires. Les ordres de commande de braquage des gouvernes, calculés comme cela a été déjà dit dans le calculateur 19 sont reçus par le récepteur de télécommande 5 qui les transmet au circuit 20 dit transformateur de coordonnées et distributeur d'ordre connecté par ailleurs à un circuit 31 qui est un gyros- cope de roulis. De fait, les ordres sont calculés indépendamment du roulis, au sol, c'est-à-dire dans un système d'axes liés au sol. Pour êcre applicables au mIssile, il est nécessaire d'élaborer ces ordres dans un système d'axes liés au missile et tenant compte de la rotation du missile autour de son axe longi- tudinal. Dans ces conditions, les ordres de braquage des gouvernes sont appliqués respectivement aux circuits 21 et 22 par le dis- tributeur d'ordres 20 qui est un calculateur effectuant le changement d'axes nécessaire pour passer des axes au sol aux axes du missile. Les circuits 21 et 22 regroupent par mesure de simpli- fication les moteurs de commande en lacet et tangage, avec leur alimentation, des amplificateurs et un étage de puissance. Ces moteurs sont montés dans une boucle de contre-réaction, compre- nant un réseau correcteur 25-26 et un circuit de soustraction 27-28 permettant le contrôle de l'exécution correcte de l'ordre. Ces ordres de commande en lacet et en tangage apparaissent en K1l et gt. La figure 3 représente le système de pilotage suivant l'invention, dans le cas d'un missile stabilisé en roulis. La partie au sol I est. identique à celle de la figure 2; seule la partie à bord Il du missile est simplifiée, les éléments 20, transformateur de coordonnées et distributeur d'ordre et 31, gyroscope de roulis étant supprimés. Cependant, à bord, se trouvera, bien qu'il ne fasse pas partie de l'invention, un dispositif stabilisateur de roulis qui ne sera pas décrit, faisant partie de l'art connu. Dans la figure 3 il est simplement indiqué par la référence 32. La figure 4 représente un exemple de missile piloté par le système suivant l'invention et qui, par rapport à des missiles connus, ne présente pas de pilote automatique, ce qui en simplifie la conception. Dans la partie avant 33 du missile se trouvent la fusée de proximité 34, les gouvernes 35 avec leur moteur 36; dans la partie suivante 37, on trouve le récepteur de télécommande 38, le distributeur d'ordres 39, le gyroscope de roulis 31 et un réservoir d'énergie électrique 40. Dans la partie 41 se trouve la charge militaire, dans les parties 42 et 43, les dispositifs de propulsion et dans la partie 44 la voi.ure arrière pouvant incorporer l'aérien du récepteur de télécommande. La disposition relative des divers composants du missile représentée figure 4 n'est pas liée à l'invention. Elle résulte simplement d'un équilibrage des masses des Composants, propre à l'architecture d'un exemple précis assurant la stabilité en vol de ce missile. On a ainsi décrit un nouveau système de pilotage de missile et un missile piloté par ce système. R E V E N D I C A T I 0 N S 1. Système de pilotage d'un missile par commande d'actuateurs disposés sur le missile ayant à son bord au moins un récepteur de télécommande et éventuellement un distributeur d'ordres, caractérisé par le fait qu'il comporte une partie au sol (IY comprenant un calculateur (19) délivrant les ordres de mise en position des actuateurs du missile, alimenté par un calculateur (2) d'ordres de guidage et un émetteur de télécommance (3) transmettant les ordres de pilotage au missile et une partie à bord (Il) comprenant un récepteur de télécommande (5), comman- dant directement ou par l'intermédiaire d'un distributeur d'ordres (20), les dispositifs d'application (21-22) des ordres de pilotage aux actuateurs du missile. 2. Système de pilotage suivant la revendication 1, caractérisé par le fait que les dispositifs d'application (21-22) des ordres de pilotage aux actuateurs sont insérés dans des boucles de contre-réaction comprenant un réseau correcteur (25-26) et un circuit de soustraction (27-28). 3. Système de pilotage d'un missile comportant un dispositif de stabilisation en roulis, caractérisé par le fait que le récep- teur de télécommande à bord du missile, agit directement sur les dispositifs d'application (21-22) des ordres de pilotage aux actuateurs du missile. 4. Système de pilotage suivant la revendication 2, caractérisé par le fait que le distributeur d'ordres (20) comprend un trans- formateur de coordonnées délivrant les ordres de pilotage, calculés au sol dans un système d'axes liés au sol, dans un système d'axes liés au missile. 5. Missile piloté à l'aide du système objet de l'une quelconque des revendications 1 à 4, caractérisé par le fait qu'il comprend un récepteur de télécommande recevant les ordres de pilotage calculés au sol, et des dispositifs d'application de ces ordres de pilotage aux actuateurs, un distributeur d'ordres étant éven- tuellement prévu pour un missile non stabilisé en roulis.