Brevet FR2503413A1 — publié le 19821008

La présente invention concerne des missiles guidés destinés à la neutralisation d'attaquants aériens plus particulièrement ceux animés d'une vitesse très élevée sur trajectoire, disposant d'une grande capa- cité de manoeuvre, avec approche d'attaque finale possible soit en vol rasant, soit en très fort piqué. D'une façon générale une cible est plus particulièrement caracté- risée par son déplacement: vitesse, direction, manoeuvrabilité, tra- jectoire. La cible peut être atteinte par un missile guidé selon une loi de guidage (guidage par alignement, guidage proportionnel....),qui amène le missile d'autant plus près de la cible que celle-ci se déplace d'une façon lente et régulière. Dans le cas d'une cible aérienne plus l'explosion sera proche de l'objectif, plus la charge militaire pourra être faible à probabilité donnée de destruction du-dit objectif. Une erreur de fin de course doit être compensée par une manoeuvre finale du pilotage du missile vers la cible. Ainsi les facteurs de charge, en particulier au voisinage de l'interception, doivent être d'autant plus importants et les temps de réponse d'autant plus courts, que les performances de manoeuvrabilité - évasion de la cible sont grandes. Dans le concept des armes nouvelles, une cible offensive type, représentant une menace particulièrement difficile à neutraliser, est constituée par un missile supersonique extrêmement manoeuvrant et ef- fectuant une approche finale en fort piqué ou en vol rasant. Dans ce cas en effet, la découverte tardive du missile hostile exige une neu- tralisation au plus tôt afin d'assurer la sécurité du site à protéger. Actuellement l'assaut de tels agresseurs est difficile à contrer par les systèmes défensifs connus. Un missile défensif à pilotage aéro- dynamique classique guidé en navigation proportionnelle ne peut inter- cepter de tels agresseurs que s'il est équipé d'une charge militaire très importante. On peut certes utiliser une loi de guidage très performante, telle qu'appliquée dans des systèmes d'arme connus, mais leur efficacité dépend de la connaissance du temps restant à parcourir avant l'interception de l'objectif qui, en ambiance brouillée, ne peut être évaluée avec la précision nécessaire au résultat recherché. Ce type de loi fait, de plus, très schématiquement appel à une extrapolation au deuxième ordre du mouvement de l'objectif et elle est de ce fait prise à défaut si la cible effectue des variations rapides de mouvement avec une période aléatoire de valeur moyenne égale à quelques constantes de temps du missile guidé défensif. La distance de passage obtenue peut même être alors supérieure à celle qui résulterait d'une loi de guidage propor- tionnelle simple ce qui conduit à choisir là encore une charge militaire de masse importante. Il convient donc de compenser l'insuffisance du guidage selon les critères ci-dessus, en accroissant la manoeuvrabilité du missile défensif, autant dire en accroissant le facteur de charge et surtout en réduisant le temps de réponse du-dit missile défensif. Dans un missile à pilotage aérodynamique classique, assuré par prise d'incidence, la constante de temps liée à la réponse aérodynamique est toujours importante, de l'ordre de quelques dixièmes de secondes. Ce type de pilotage est ci-après désigne "PAF". Les gouvernes provoquant cette prise d'incidence sont soit de type aérodynamique, soit à gouvernes dans le jet du propulseur principal, soit encore par des jets auxiliaires latéraux alimentés à partir du propulseur principal ou d'éléments indépendants. Par ailleurs un temps de réponse de quelques centièmes de seconde peut être obtenu par l'utilisation de forces passant pratiquement par le centre de gravité, ces forces pouvant être acquises aérodynamiquement ou par jets latéraux. Dans ce cas, il y a peu ou pas prise d'incidence aérodynamique mais déplacement direct du centre de gravité. Un tel mode de pilotage connu sous la dénomination de pilotage en force, ci-après désigné "PIF", apporte essentiellement une très grande rapidité de réponse. L'invention consiste essentiellement en une association du pilotage aérodynamique "PAF", apportant en particulier un facteur de charge élevé avec le pilotage "PIF" qui procure d'une part une grande rapidité de réponse et qui permet par ailleurs de relever notablement la manoeuvrabilité totale du missile. Cette invention permet en combinaison avec de nombreux dispositifs connus, la définition de divers systèmes d'arme nouveaux, susceptibles notamment d'assurer la destruction d'un aérodyne supersonique à très forte manoeuvrabilité effectuant une approche en vol rasant ou sous un très fort angle de pique. Un premier s: stûne i d'arme ' Iolon I 'irv -ntin ronr, i st f'er eeter à la ver t i.,ile un mi ri,;i c -ac uan cr(' lérateutir [te(int., 1 Ie basculer dans la uir-ct ion (ie la cible en utili;sant le syst.;me de piliot)Lre "PIF", à al- lumer l'accélérate.(r! pour porter lt rtiss'ile 'e t'rès granl(]e vitesse pui; dès fin de coinbustiun idu-t-dit accelratuur, le centre de qravité du missile restant désormais fixe, à pouvoir utiliser le pilotage "PIF - PAF". Un s;cond.ystimie d'arme consiste a larguer le,iissile à partir d'in aérodlyne,t à utiliser ses dispositifs particuliers. pour éffectuer un rallierient rapide et cdirection de)'rbt)jrctif. L'inventionr sfra de toutîsmaiôre.b;ioien comprise dans la suite ) du texte qui va dornner, à titre d'exemplJ non limitatif e't il l'appui des dessin;s annexés, ta description dut syst nme d'iarme dit "Sol-Air-Naval" (S'AN d'auto-défenlse les bitiments de sur fce. ir ces dessins: - La figure 1 représente une vue schématique du missile sur laquelle on voit ses;ie)ens de piloutage aérodvnam iques "PAF", se:; moylens de pilotagte en force "PIF" et son accélérateur qui est larqable dans le ta présent. - La figure 2 représente une vue schématiqute monritrant le déroulement de l'interception, par le système d'arme SAN, d'une rible rapide affect6e d'une très grande manoeuvrabilité. - la figure 3 représente une vue schémiatique montrarnt l'interception de cibles conventionrneiles. - La figure 4 met en évidence des courbes repr,ésentative.; des perfor- mriances du missile "SAN" pendant l'intercption d'une cible. 2') - Ita figure 5 représente un schéma mnont.rant, à titre d'exemple, la réa- li;ation d'un mpilete autlumiatique "PIF - PAF". Confrnrmtémlent hl l'invention. le missile selon fig.l comporte a la ma- irtire hbabhtue i,, tunr pilote automiatique trois axes. Ia détectioni de la eible est ef'fectuée sur lJ? F;ite (par exemple: un radar de veille t] sur un bàtiienrit dc surface qui donne la situation de la cible en site, i:seimnt et di.tan-e) et les rilemert:; tlaités samnt emrmuniqués au-dit mi:,; [ile. l} ':;'st iver ', (que p-J[' cer:i irt.; re ible; à vi terp.,s.; Jpersolni(qle;. P!xl rfllemuilt lagije:; r- t eff"ctuant itre lapproche r'sa;lnute, [eutr dètection g5 ttrdice exige l(.l[r destruictiuni au piis tôt af'in adc s1tt p oit;Qt,. Au nival{ du tir]i l;e cec'i iimpil irue Une? vl t e' m'i crlr'r sur trIjecr- oi re (levde. unle grdrlde capaecitt de m(reueug r',, ure distn:re de pas';a!! r faible a-,,ociée ài uie char'rje mil itairt' caphie d'a!:ml."er la [neutrali:;A- t [ion (ie I 'or)j(etif'. [']tla'lhreu.e;ne ritr,[ il est connrlu Lqui Llei' IJ.;iJ. [etlu-:; s gquidés eri :av iiaJoét i o ip. piortrio lre. l-e rie riepuidJent:a.'1 ?.; elit r'e:. jf a-s'll: sont équipés (d'urne uliarqe m ni. iitai rnle t rès imiportante. I n effert il- :onrt pris en défaut par la haute capaveifé. de mnlneu'rr' d' la riblf, r. t SOn faible telil)ps de ré_ponh;e. I() Dans' le but (de r'erit'ldifer tà (es difficuIltis l' invr(l infl propo;e d' as3SMiuier à un mis.sile comportant uiti moyen de pilotage arodramiqni(lue i Fort facetjur d(e charge dit "PAF", uninod-e de pi li-t] j -ri fonre clit "PIF", eedit mode dr pilotage comportant des moyens; produisiant de,: force-; passarnt prèis du centre de gravité tel que celà. ;: z.ui ]5 la figure [. Il est i noter que ces dernliers moyens;i peuvent etre de difféFerfit.e:; natluIef; et rsuîlLr%' s:it d'aetion aél'otymi pelisl lf;:tir]vrolill;e:i, ::tilt de jets. Ce nouveau procéed de pilotage en facteur de charqe d'un Je.;i te permettant d'obtenir un très faibIl.e temp:; de rfponse aux ortidrs même de grandes amplitudes ressort done de Il'association d'un systrme de pilo- tage aérodynamique à forte eapacité. de faeteur de charge avec un.y; sytrme de pilotage en force passant près du centre de trravité. caparlité die farteur rie charge modéré' mlaits h très faible teni[) Urine telle association est earaet'riÈsée pznr 1' e(ilitioin e-i-a!rs: =l 4G(p) ++V(p) (1 -}(p) 1 7-i - S0 2 111 dans laquelle on désigne par: Oq l'ordre (le guidage F (p) la fonction de tr-insf-ert lPIF (p). la fonetion de transfert du PAF P ex. l'accélération totale fexécuttée par le mi,,sile p I. I' acclétation "I'i" r 2. I'aceiration "'AF" (et qLui e;t' fii er c ouu\I(re par' I 'lapplir'at ion h' lditil.e l!raltion. 250341! La figure 4 représente schématiquemernt l''évolution des caract6- ristiques principales: vitesse V, facteur de charge n et distance parcourue X, en fonction du déroulement séquentiel du vol du missile selon ses divers modes de fonctionnement découpés en phase I, II, IlI, IV et V respectivement définies comme suit: - 0 tl: lancement vertical du composite 1+2, à faible vitesse (phase 1), basculement du composite (phase II) - tl t2: phase II7: accélération par l'allumage de l'accélé- rateur 2 - t2 t3: phase IV:mi.;sile l'piloté en 'PIF-PAF,' le centre de gravité est pratiquement fixe - t3 -: phase V:missile 1 piloté en'PAF' eul Il apparaît maintenant clairement, sur cette figure 4, que c'est essentiellement durant la phase IV (t2 t3) que le missile 1 possède toutes les performances lui permettant de neutraliser, outre les objec- tifs classiques, les objectifs qui ont les meilleures performances con- raGanOt nues c'est-à-dire possibilité d'attaque en vuo Ou fort piqué, grande manoeuvrabilité ou encore évasives aléatoires, donc les objectifs qui risquent d'être détectés le plus tardivement. Il apparaît également sur cette figure 4 que, par le fait du pi- lotage "PAF", le missile I reste capable au cours de la phase V au-delà de t3, d'attaquer des cibles classiques plus lointaines. Ceci est illustré sur les figures 2 et 3 o l'on voit respective- ment un objectif 10, de hautes performances, attaqué pendant la phase IV (figure 2) ou bien des objectifs moins performants mais plus lointains tel; qu'hélicoptère 13 au avion 12 attaqué pendant la phase V (figure 3). Il est évident cque les objectifs 12 ou [3 pourraient, à fortiori, être neutralisés pendant la phase IV. Selon une première mise en oeuvre de l'invention (figure 2) dans un système d'armet comportant urn lancement vertical et un basculement, dans une phase 1, le composite 1+2, ensemble mis;sile et accélérateur éteint, est éjecté d'un site Il I une vitesse de l'ordre de quelques dizaines de mêtres/seeoide par exemple à I 'aide d'un gérinérateur de gaz assacL aui, tube de lancewert. Quelques dixièmes de seconde après ce lancement vertical (phase I) le premier régime de pilotage en force PIF est iniLié, permettant de réaliser dans la phase II, le basculement du dit ensemble en quelques dixièmes de seconde. Dans la phase III, l'accélérateur est allumé provoquant l'accé- lération du missile jusqu'à environ 100( m/s. A la fin de la combustion de l'accélérateur, le centre de gravité reste alors pratiquement fixe. L'accélérateur eût largué dans le cas présent. Pendant ces phases Il et III l'autodirecteur commence sa recherche de la cible 10 et en cas d'accrochage avant la fin de la phase d'accé- lération III, une première correction d'orientation du missile est alors réalisée grâce au "PIF". Enfin, dans la phase IV le missile lqui est alors en grande vitesse légèrement accélérée et est contrôlé par le pilotage PIF-PAF' effectue: si l'autodirecteur n'a pas encore accroché, un préguidage recalé à partir du site de lancement tel que le bâtiment de surface 11 - si l'autodirecteur est accroché, son guidage en navigation proportionnelle en direction de la cible 10. Dans le cas d'une cible 10 à très basse altitude, la trajectoire dans le plan vertical est effectuée en léger piqué afin d'éviter certains effets possibles tel que l'effet "d'image" sur la mer par exemple. Le pilotage du missile est assuré de la manière suivante: Après les quelques dixièmes de seconde de vol libre suivant l'é- jection à la verticale, le missile est pris en charge par le pilote automatique qui comporte trois modes de fonctionnement. Selon le premier mode qui vise le pilotage du composite 1+2 pendant les phases de basculement et d'accélération, le contrôle on lacet et en tangage est assuré par le premier niveau de fonctionnement du "PIF", c'est-à-dire avec action dudit dispositif "PIF", décalée par rapport au centre de gravité. Dans le deuxième mode, qui est le pilotage de croisière, le pilote automatique en lacet/tangage est un asservissement en facteur de charge à performances dynamiques élevées. I1 comporte un pilote aérodynamique classique, type "PAF", de constante de temps de l'ordre de quelques di- xièmes de seconde, associé, conformément à l'invention, à un pilotage en force, type "PIF", au centre de gravité, cette fois pratiquement fiJ xce. dont ie te.mp e dC r[épnre ie';t, lors: f ': fbibe,] le 1 ' ordre du cent i& tt' d sectonde. Ains;i, selon 1' invention, sont autori sés - urne ma.netivraitliit'i élevée de l'ordre de ")ij. sommre dre la forte capacité de;m.oeuvre du "i'AF" et de celle du pilotage en force "PIF" asscocice a utii L}r's faible temps tie réporntse (le 'o'rdre du:ent.èralie de secordn et ce dat.; tout le domaiine de I 'utilisation. - un temps de répons.e ivoisin de celui du "PIF" poutir les commandes types s;usc)ptibles de solliciter le pilote automnat. ique. 1(Jl En définissartL un type d'associationl préférée, il est pos.,ible d 'ird iqUr Ci-a.3li; u[l pl ire'i wpe hienl adapt. au problèmef de l'autogjuidage. Si l'on dés;igr]e: - {lb 1 ('ordre (le (]Ji(l1ittL' (im/s2) - F (p) la fonc:t ion de tranisfert du "PIF" lb- rt l'acé clérldtion exécutée par le "PIF" - G (p) la troncLion de transfert du "PAF" - r2 I 'acnlé ra. ion exéeutée par le "PAF[" - r ex l'accél'Xration totale exécutée par le missile la f'onetion Je transfert, dans le domaine linéaire s'eécrira alors 2) r _ex F (p) + G (p) - F (p). 1 (p) fig - soit, en admlettanrlt à titre d'exemple, F (p) = _1t., c (p) = l l+U,f)lp I + '0,lp z t urie fonction de tl iarsfeLt tidu pilote "IPIF-PAF" ex = I.t + _,11 _J_)_ lig I+I-,1lp + f,{0UI p2 Ainsi il peut ótr, dc1rimntré (lue le temps de réponse dlu pilote est légerement plus faible que celui de chacun de suse:; eomposants tout en restanLt outefoin assez voisin de celui du plus; rapide. En d'autre; termc.se, On vuit que phiysiquemerit lev "PIF" travaille eté rlr rir i sur 1'ereur d'exécudLior du "PAF" et qu'era pre.;vence d'u: i urdre constant 't ap)rès tiun délai tjal au temps de r.ponr;e du "Pf'", le "PIF" est entièhr.f,rint di io.;pinl ie pe xculr rapidement urn- nouvelle C t i n. le t roisibiime mod;l, quiJ corres3ptn aril'Fi dtJ di.,po1;i1 if' "PI[", devinrit nii type:tieilf).iaminJtle' 'J:;:;irqf'. le di;,psmiit if' "'IF" peut.lre ullttéieurmle:it reaeticve. Le gquidaqe propremernt lit comnporte ullI pl tlll(itdg[ et unr itLoqiJji- daîje. Le préguiida]e est inertiel, effectueé hi partir des infornmation'; du centre, évtentutli]emnent rtcalée'S cill uvol chaiqlue secondte, et de! (itJlfn'e:i d'une centrale dt? typle "striap-down" par exemnple. Il comporte deux éLapes, l'une de bas.Culrrient pendanit lequel On Il] réalise un asser'vissement eri assiette e'orlt)]rl.é p[r le dispxositiff 'PIF", l'autre d'accélération pendalnt laquelle le ni.;si le toujouri contrOlté par le dispositif 'PIF" est diriqé 'vers un point irterméidiaire entre 1.l but actuel et le but futur. - I'autoguidaqe commence dès après 1'npprotion de lariage de l'acc- t5 lérateur ce qui néeessite environ,1t;seconde. La 1oi de quid(age est une nriviqation proportionnelle pure de rcoeffitient environ 4 avec cor- rectiorl de la décéléra.tion cdu missile dans l.a pha;e de vol non perturbéi. Selon la figrJtle 5. le sc.héma reprtsente tiln disp(ositif de pi lu 'o{I I)o:;slbl. "PI-PAl I d'un ilmissile 19. Il e;t eonstitué: M0 - d'un pi ilute adrodynami(que clai;ssique el fact cur ide cl'ri-je dit "PAF" et comprenarit par exemple un acc2lerometre il, un r(yro- intre Ii e t UO(e intégra:tion 1/p.21. (p étalit 1e sylibolef d(e I.APLACE) - d'un dispositif du pilotage en force dit "PIF" 17 à faible tempu de réponse tel que déviateur de jets, imnpulseur;... et de son dispositif de coummande 16 - d'un simulateur 15 du compurt.enîent. du 'IF" pouvant recevoir des intormation;; de 16, 18, 20 et du capteur de pression 14 s'il s'agit d'un "PIF" utilisant un propulseur ou un générateur de gaz. L'ordre de guidage au(menté de la sortie du modèle 15 sFrt d'entréeP au pilote aérodynamique. L'erreur d'asserviss;emient du pilote aérodi)- namique sert d'entrére à la fois au di;spoitif 16 de ronmmiantle du "PIF" et 1' oufi iiatl[Le1 i de fornietiolnement 1l. 250341' En d'autreo ternes le "P'Ir" travaiilJ; efi verritier ur' l'err'eur du "PAF" ce qui permet (d'obtenir un di.:po.;itir F'en';eiblh duot la capacité de manoeuvre rst la:;uirinro d(' la capatcit( de tivsIelJîVI'e dr;; dispositif partiel le plJ; ranid(e. Il est clair de consLater que l'invention peut être mise en oeuvre dans un système d'arme devant assurer la protection autonome d'un bâtiment de surface. Il est évident de voir qu'elle pourrailt de mlnie être mi.;e en oeuvre IU dans tout autre système d'arime comportant une plateforme de Jancement quelconqut f'ixe, mobile ou snemi- inhi I,. I 'invention n'est pas limitée. la forii (jIc réalisation décrite mais peut au contraire inclure toutes autres variantes qui entreraient dans; s;nn cadre, lequel est défini dans les revendications qui suivent. R E V E N 1) I C A T I 0 N S 1 / - Procédé de pilotage en facteur de charge d'un missile permettant d'obtenir un très faible temps de réponse aux ordres; mêmes de grande amplitude caractérisé en ce qu'il consiste à associer: - un système de pilotage aérodynamique h forte capacité de facteur de charge dit "PAF", un système de pilotage en force près du centre de gravité a capacJté de facteur de charge modérée mais h très faible temps de réponse lit "PIF", ladite association étant telle que sa réponse d'ensemble lU à unordre soit alors donnée par l'équation: r xûG(p) + F(p) [1- G(p_) es- rj r dans laquelle on désigne par: Og. l'ordre de guidage F(p). la fonction de transfert du "PIF" G(p). la fonction de transfert du "PAF" rex. l'accélération totale exécutée par le mis:ile, l'accélération "PAF" et l'accélération "PIF", et o l'on distingue la réponse habituelle du pilote automatique aérodyna- mique G(p)Og. à laquelle s'ajoute la réponse du "PIF" F (1-G) Og travaillant sur l'erreur 1-G(p) Og du "PAF"de et telle sorte que en plus en presence d'un ordre constant et après un délai égal au temps de réponse au "PI'AF", le "PIF"mdit enti-- rement disponible pour effectuer une nouvelle action. / - DispositifFour '!.'plica-tion du proced'e à ui. syrt'mt d'-.r.:s selûion: r:wvendic tion icnr.ct,rir ' in. e- qu'il comporte],s misé e:!. :lvr: - d'un moyen d'éjection du missile à la verticale - d'un moyen de mise en régime du pilotage en force "PIF" ce qui autorise le basculement par le fait de la position décalée du centre de g ravité avant combustion complète de i 'accéléra- to eur - d'un moyen d'eaccélération d(lu missile qui est pendant cette phase contrôla. par le dispositif du "PIF" - d'un moyerl ne rechedrche de la cible produisant en cas - 1l - d'accrochage avant la fin de la phae;u d'accélération, une prL.hJi[f Cor- rection d'orientation du missile par le "PIF" - d'un moyen de contrôle "PIF-PAF", qui effectue: un préguidage recalé si l'autodirecteur n'a pas accroché 5. un guidage en direction de la cible utilisant le pilotage "PIF-PAF" au moins au voisinage de ladite cible d'un moyer, permettant d'utiliser le "PAF" après usage du "PIF" s'il y a lieu. 3 / - Dispositif de pilotage pour l'application du procédé selon la revendication} caractérisé en ce que les systèmes de piloutage aérodynamique "PAF" et en force "PI'F" comportent les éléments ci-après: - un pilote aérodynamique classique en facteur de charge in.Juant. par exemple un accdléromètre, un gyromrtre et un dispositif cld'intégration, - un pilote en force fi faible temps de réponse et son dispositif d cor Iolllrinde - un simulateur du comportement du pilote en force pouvant rece- voit les information; du dispositiJf de commande en force, du 201 Jgyromètre, de l'accéléromètre et d'un capteur. l'agencement des dits éléments étant tels que l'ordre de gui- dage augmenté de la sortie du simulateur sert d'entrée au pl- lote aérodynamique et l'erreur d'asservissement du pilote aé- rodynamique sert d'entrée à la fois aux dispositifs de commande duJ dispositif "PJF" et c son simulateur de fonctionnement.