Brevet FR2565372A1 — publié le 19851206

SYSTEME DE GUIDAGE TERMINAL OU DE RECALAGE DE POSITION POUR AERONEF PAR MESURES DE DISTANCE. L'invention concerne un système de guidage terminal ou de recaLage de position pour aéronef, notamment pour missile de reconnaissance aérienne, muni de moyens de calcul selon lequel un radioaltimètre embarqué à bord de l'aéronef coopère avec un répondeur disposé, au sol, à l'emplacement A souhaité pour le retour de l'aéronef ou le recalage, le radioaltimètre étant du type à onde continue modulée en fréquence de façon sensiblement Linéaire, à une antenne émettrice et une antenne réceptrice orientées vers Le sol, le répondeur étant du type à pseudo-onde entretenue comportant des commutateurs à deux positions pour radiofréquences et une antenne réceptrice-émettrice. L'invention s'applique de préférence à un aéronef qui possède une centrale à inertie ou tout autre système donnant une précision semblable et des moyens de calcul suffisants. Les missiles de reconnaissance aérienne sont conçus pour, partant d'une base, parcourir un certain trajet prédéterminé, effectuer des observations au-dessus de certaines zones et revenir à une base qui peut être la base de départ ou une autre base et qui correspond à la fin du trajet. Toutes ces opérations sont effectuées automatiquement au moyen d'une part d'une centrale à inertie qui permet au missile de connattre à tout instant, pendant le vol, ses accélérations, vitesse et position horizontales, d'autre part d'un radioaltimètre qui indique la hauteur par rapport au sol. Le trajet horizontal ainsi que la hauteur sont programmés à l'avance et un ordinateur embarqué permet de comparer à tout instant la position théorique du missile à la position indiquée par la centrale à inertie et de faire au fur et à mesure Les corrections de pilotage nécessaires pour maintenir Le missile aussi proche que possible de la trajectoire théorique prévue. Le trajet parcouru par le missile est de l'ordre de quelques centaines de kilomètres et bien que sa centrale à inertie soit très précise, son erreur de position, à l'arrivée, est de l'ordre de quelques centaines de mètres. Or, on souhaite récupérer le missile ou à tout le moins les informations qu'il a recueillies au cours de sa mission et cette imprécision sur la position peut s'avérer gênante aussi bien pour la difficulté de localiser précisément ce qui doit être récupéré et qui peut être parachuté au retour de L'engin que pour L'espace à prévoir pour cet atterrissage. D'une façon générale, on s'accommode des inconvénients précités et aucun système de guidage terminal n'est prévu pour Le missile qui reste autonome du début à la fin de son trajet. L'invention a pour but d'élaborer un système de guidage terminal ou de recalage de position pour aéronef qui soit simple à réaliser et à mettre en oeuvre. L'idée de départ de l'invention est de mettre à profit La présence du radioaLtimètre déjà présent à bord de l'aéronef, en Le faisant coopérer, à proximité du point de retour, avec un répondeur- balise ce dernier pouvant être d'un type connu en soi et de préférence tel que décrit dans le brevet français 2 435 866, ce qui permet d'obtenir une portée de fonctionnement suffisante, sans risque d'éblouissement des récepteurs ni d'accrochage du répondeur sur un écho intempestif du signal réémis. Les inconvénients de l'art antérieur sont supprimes et Le but indiqué cidessus est atteint grâce au fait que Le système de guidage terminal ou de recatage défini en préambule est remarquable en ce que ledit radioaLtimètre est adapté pour un fonctionnement séquentiel en distancemètre et comporte à cet effet des moyens pour décaler en fréquence le signal d'oscillation locale à l'aide d'un commutateur à deux positions, Ledit système ayant une portée suffisante pour pouvoir fonctionner dans un deuxième volume prédéterminé centré autour du point A, Ledit deuxième volume pouvant englober un premier volume défini par La précision en distance propre à L'aéronef pour son retour autonome et que la position précise de l'aéronef à proximité du point A est déterminée, lors du recalage ou du retour de ce dernier, par au moins deux mesures successives de distance par rapport au point A. La présence dans la voie d'oscillation locale d'un mélangeur qui crée un décalage en fréquence égal au décalage en fréquence apporté au signal dans le répondeur avant sa réémission permet de sélectionner l'écho du répondeur en éliminant celui du sol. Comme il n'est pas indispensable que le radioaltimètre fonctionne en permanence, il est ainsi possible de l'utiliser, à proximité du point d'arrivée de l'aéronef en tant que distancemètre, Le but étant que l'aéronef puisse déterminer lui-même de façon précise sa position par rapport au point A en un point de repérage à un instant donné, après quoi la procédure finale d'arrivée au point A peut être effectuée automatiquement par exemple au moyen de la centrale à inertie et des moyens de calcuL embarqués, cas dans lequel L'utilisation du distancemètre embarqué et du répondeur au point A n'est plus indispensable après le passage de l'aéronef au point de repérage. On verra ci-dessous qu'il est possible de déterminer la position précise de l'aéronef exclusivement par mesures de distance, c'est-à-dire sans mesure d'angle, mais cela nécessite au moins deux mesures de distance. Les deux premières mesures de distance, effectuées sans modification de la trajectoire de l'engin, permettent de déterminer deux points possibles pour la position de L'aéronef mais il se pose un problème d'ambiguTté consistant à faire connaître à l'aéronef par quel côté il aborderait le point A en suivant sa trajectoire autonome, c'est-à-dire si aucune correction n'était apportée à sa trajectoire Lors de son arrivée. Différents modes de réalisation de L'invention visent soit à lever cette ambiguTté, soit à rendre inutile sa levée. Selon un premier mode de réalisation, le système de guidage terminal pour aéronef selon L'invention est remarquable en ce qu'après Ladite deuxième mesure de distance en un point B à un instant t2, l'aéronef reçoit une commande de trajectoire en boucle seLon un sens de rotation prédéterminé de façon telle qu'il repasse après un temps mesurabLe sensiblement au point B à un instant t3 avec un vecteur vitesse sensiblement perpendiculaire à celui qu'il avait à l'instant t2 et qu'unetroisième mesure de distance est effectuée à un instant t4 juste postérieur à l'instant t3. La troisième mesure de distance permet de lever l'ambiguté précitée selon que la valeur trouvée pour cette troisième mesure est inférieure ou supérieure à la valeur trouvée pour la deuxième mesure. Selon un deuxième mode de réalisation, le système de guidage terminal pour aéronef est remarquable en ce que plusieurs mesures rapprochées successives de distance sont effectuées sans modification de la trajectoire autonome de l'aéronef, incluant des distances décroissantes au moins jusqu'au passage au plus près du point A, et au moins une distance L5 à nouveau croissante en un point F à L'instant t5. - Ce deuxième mode de réalisation engendre lui- même plusieurs variantes qui sont explicitées ci-dessous. La description qui suit en regard des dessins annexés, le tout donné à titre d'exemple fera bien comprendre comment l'invention peut être réalisée. La figure I montre selon une vue tridimensionnelle le volume dans lequel le système selon l'invention peut fonctionner, à proximité du point d'arrivée. La figure 2 est un schéma synoptique du radioaltimètre adapté en distancemètre selon l'invention. La figure 3 est un schéma synoptique du répondeur connu pour l'essentiel, adapté pour la mise en oeuvre de l'invention. Les figures 4, 5 et 6 illustrent un premier, deuxième et troisième mode de réalisation du système de guidage selon l'invention. La figure 7 illustre un quatrième mode de 0la réalisation du système de guidage selon l'invention, en partie compatible avec les trois premiers modes de réalisation. Sur la figure I le sol est symbolisé par un plan P auquel appartient le point A prévu pour l'arrivée ou le recalage de position de l'aéronef, et o l'on a placé un répondeur conçu pour recevoir et réémettre après amplification des ondes continues modulées en fréquence. Une demi sphère S de centre A et de rayon R indique la portée du système de guidage, R étant la distance extrême au-delà de laquelle l'atténuation des ondes dans l'air l'emporte sur les capacités d'amplification du système, la distance D n'étant alors plus mesurable. Dans la pratique, lorsque l'aéronef arrive à proximité du point A, il est censé se trouver à une hauteur supérieure à une hauteur prédéterminée ho inférieure à R, c'est-à-dire au-dessus d'une surface symbolisée par un plan Q sur la figure 1 situé à la distance ho au-dessus du plan P. L'intersection de la demi sphère S et du plan Q est le cercle T. D'autre part, le diagramme d'antenne du répondeur au point A est tel que la réception est possible au-dessus d'une surface courbe de révolution autour du point A référencée U et qui peut être assimilée en première approximation soit à une calotte sphérique soit à un cône de sommet A et passant par le cercle T. Le volume délimité par la surface courbe U et par la calotte sphérique supérieure de la demi sphère S limitée au cercle T est un volume de révolution V autour d'un axe vertical X passant par le point A à l'intérieur duquel le système selon L'invention peut fonctionner, ce volume V étant qualifié de deuxième volume. Par ailleurs, l'aéronef ou, pour fixer les idées, le missile de reconnaissance est conçu pour revenir au point A à une certaine hauteur hl, ce qui définit un point A1 sur l'axe X. En l'absence de système de guidage terminal, la centrale à inertie et le radioaltimètre embarqués permettent d'atteindre le point A avec la précision d dans Le sens horizontal et la précision h dans le sens vertical, ce qui définit un premier volume cylindrique W. Le système de guidage terminal est conçu de façon telle que le deuxième volume V contienne entièrement le premier volume W et, de préférence, on choisit les distances ho et hi égales. Dans ces conditions, la portée R du système la plus faible possible est nécessairement supérieure à La distance d imposée par Le missile ou l'aéronef. Le radioaltimètre utilisé dans l'aéronef, représenté à la figure 2 est d'un type connu et par exemple semblable à ceux qui sont décrits dans le brevet français 2 344 031. Ce radioaltimètre comporte, pour l'essentiel, un générateur de fréquence à fréquence commandée I qui, sous la commande d'un modulateur 2 produisant un signal de tension ou de courant en dents de scie asymétriques, par exemple à pente positive, fournit un signal modulé linéairement en fréquence de façon récurrente. Ce dernier signal de fréquence F(t) est appliqué à une antenne d'émission 4, à polarisation circulaire qui est montée fixe sur l'aéronef et dirigée vers le sol. L'onde émise par l'antenne 4 est réfléchie par le sol et est captée par l'antenne réceptrice 5. L'antenne 5 est reliée à une première entrée d'un mélangeur soustractif 6. Le mélangeur 6 reçoit aussi sur une deuxième entrée une fraction du signal émis par l'intermédiaire d'un coupleur 8 et d'un deuxième commutateur à deux positions pour hyperfréquences 9 Lorsque ce dernier est dans La position inverse de celle représentée sur La figure 2. Les variations de fréquence des ondes émise et reçue en fonction du temps F(t) et R(t) ont la forme de signaux en dents de scie asymétriques à pente positive. Ces courbes ont la même forme que Le signal de modulation fourni par te modulateur 2. La période de modulation est appelée T. Les courbes des signaux émis et reçu sont décalées entre 2H elles du temps: T =--, qui correspond au temps de propagation de l'onde de l'antenne 4 vers L'antenne 5 via le sol, H étant la distance moyenne des antennes au sol et c étant la vitesse de propagation de l'onde. Le mélangeur 6 forme le signal de battement à fréquence fb entre le signal prélevé sur l'oscillation locale et Le signal reçu, et La fréquence de battement fb apparaît comme le décalage en fréquence entre les rampes des deux courbes en dents de scie décrites ci-dessus. Les variations de fréquence représentées par les deux courbes en question sont pratiquement linéaires et on peut écrire AF fb T AF étant l'écart de fréquence du signal émis ou reçu, connu avec précision et par exemple maintenu constant. Le signal de sortie à fréquence fb du mélangeur 6 est appliqué, par l'intermédiaire d'un amplificateur Il à un discriminateur de fréquence 12 dont la fréquence centrale fixe est f et qui fournit un signal E représentatif de l'écart o de fréquence fb - fo. Ce signal est appliqué de préférence par l'intermédiaire d'un circuit intégrateur-anamorphoseur non représenté à la borne de commande du -modulateur 2 pour modifier la pente du signal de modulation en dents de scie. On a ainsi formé une boucle d'asservissement dont le signal d'erreur est constitué par le signal de sortie E du discriminateur 12 et lorsque cette boucle est stabilisée, le signal d'erreur est annulé et l'on a fb = fo La formule (1) ci-dessus devient: AF fo (2) - T T(2) T T On en déduit: 2AF T _2F.H (3) C. f0 Dans la relation (3), le facteur 2-F est connu C.fO et la période de modulation T est donc proportionneLle à la hauteur H de sorte que la mesure de la distance peut être fournie par un périodemètre 13 mesurant la période T du signal de modulation. Outre le principe de base du radioaltimètre connu rappelé ci-dessus, iL existe aussi divers moyens connus pour améliorer la linéarité des rampes de fréquence du signal F(t) et la stabilité des paramètres AF et fo, Le tout visant à améliorer la précision sur La hauteur H mesurée. Un fonctionnement en radioaltimètre du circuit de la figure 2 suppose que les éléments 5 et 8 soient reliés directement chacun à une entrée du mélangeur 6, ce qui est obtenu lorsque le commutateur 9 reçoit un,signal DA en provenance d'un séquenceur 16. Selon L'invention, Le commutateur 9 permet d'utiliser Le circuit de la figure 2 comme distancemètre, en association avec un répondeur décrit cidessous en référence à la figure 3. A cet effet, lorsque l'aéronef pénètre à l'intérieur du volume V, le signal F(t) émis par L'antenne 4 est reçu par Le répondeur qui l'amplifie, le décale dans le temps d'un intervalle de temps T' fixe, le décaLe en fréquence d'une vaLeur F1 et le réémet sous La forme R(t). L'amplification du système est suffisante, à l'intérieur du volume V, pour que ce signal R(t) soit capté par l'antenne 5. Le signal R(t) affaibli est alors transmis à la première entrée du mélangeur 6. Simultanément, Le signal d'oscillation locale est transmis, par l'intermédiaire du coupleur 8, d'un mélangeur de fréquence 14 et du commutateur 9 dans La position représentée sur la figure 2 sous la commande du signal DA, à la deuxième entrée du mélangeur 6. Le mélangeur 14, par exemple du type à bande latérale unique (BLU) reçoit sur une deuxième entrée, d'un générateur de fréquence 15, un signal de fréquence F1 de façon telle que son signal de sortie suive la même variation de fréquence que le signal R(t) en provenance du répondeur. Les décalages de fréquence F1 présents sur les deux entrées du mélangeur soustractif 6 s'annulent en sortie de ce mélangeur. Le décalage de fréquence F1 opéré sur les deux voies permet ainsi de sélectionner l'écho du répondeur et d'éliminer celui du sol qui est aussi reçu par l'antenne 5 en mode distancemètre. Le discriminateur 12 traite alors un signal de battement à fréquence fb1 qui est représentatif de la distance D entre le répondeur au point A et l'aéronef et cette distance D peut être mesurée en 13 par le circuit de la figure 2 comme décrit ci-dessus pour la hauteur H. On notera, dans ce cas, que le signal d'écho est retardé de la valeur T' et que la formule qui permet de déterminer la distance s'écrit: fb1 fo (2D + T') TF (4) bl = 0 c T de laquelle on déduit: T. =2F D - TLEF (5) c.fO f oo Dans les formules (4) et (5) il n'est pas tenu compte de l'effet Doppler, généralement non négligeable, que l'on sait mesurer et dont on peut s'affranchir de façon connue. On obtient donc, comme pour la mesure de la hauteur, l'expression d'une droite, pour les variables D et T, ce qui permet de déduire facilement La valeur de D par mesure de T. Il est intéressant, selon l'invention, de ne pas modifier la base d'antennes du radioaltimètre lorsqu'on adapte ce dernier en distancemètre à cela près que Les deux antennes doivent avoir un diagramme de rayonnement suffisamment Large et ceci pas uniquement pour des raisons de simplicité et donc d'économie. En effet, Lorsque l'aéronef pénètre à l'intérieur du volume V il n'est généralement pas dirigé vers l'axe X pour Les raisons d'imprécision de La centrale à inertie indiquées ci-dessus et qu'on cherche justement à corriger. Dans ces conditions, L'antenne émettrice 4 orientée vers Le sol, pourvu qu'elle ait un diagramme suffisamment large permet une communication avec Le répondeur placé en A avec un gain d'antenne fixe quel que soit l'angle de rentrée horizontal de l'aéronef dans le volume V, l'antenne du répondeur ayant quant à elle un diagramme de rayonnement circulaire omnidirectionnel et étant dirigée vers le haut. L'avantage ainsi obtenu d'un gain d'antennes indépendant de l'orientation dans un plan horizontal de l'aéronef est contrebalancé par le fait que ce gain d'antenne est faible. Ceci explique pourquoi il est nécessaire d'utiliser un répondeur apte à procurer un gain élevé. Le répondeur utilisé pour la mise en oeuvre de L'invention et décrit ci-dessous en référence à la figure 3 est connu, pour l'essentiel, notamment du brevet français 2 435 866, déjà mentionné ci-dessus, au nom de la demanderesse. Le répondeur de la figure 3 permet d'améliorer le découplage entre le signal reçu et le signal réémis et d'obtenir des amplifications très élevées. Une antenne réceptrice-émettrice 17 est reliée à La borne milieu d'un premier commutateur à deux positions pour hyperfréquences 18 dont les contacts 19 et 21 constituent les bornes d'entrée et de sortie du répondeur. L'entrée 19 est reliée à un contact d'un deuxième commutateur à deux positions 22 de préférence par L'intermédiaire d'un préamplificateur 23 présentant un bon rapport signal sur bruit. La présence du préamplificateur 23 n'est pas indispensable mais souhaitable dans la mesure o il permet d'améliorer le rapport signal sur bruit, étant donné que l'on cherche à obtenir un gain élevé. La bornemilieu 20ducommutateur22est reliée à L'entrée d'un amplificateur 24 dont l'amplification est régulée par un circuit de commande de gain 25 reboucLé entre la sortie de l'amplificateur et une entrée de commande. La sortie de l'amplificateur 24 est connectée à la borne milieu d'un troisième commutateur à deux positions 26 dont les contacts sont reliés respectivement à l'entrée d'une ligne à retard 27 et à l'entrée d'un mélangeur de fréquence 28. La sortie de la ligne à retard 27 est reliée à l'autre contact du commutateur 22 et la sortie du mélangeur 28 au contact 21 du commutateur 18. Le mélangeur 28, par exemple du type à bande latérale unique (BLU) reçoit sur une deuxième entrée, d'un générateur de fréquence 29, un signal de fréquence F de façon telle que cette fréquence soit ajoutée respectivement retranchée de celle du signal d'entrée en provenance du commutateur 18. Le signal de sortie R(t) du mélangeur 28 et donc du répondeur-balise situé au point A est décalé en fréquence par rapport au signal d'entrée du répondeur, de la valeur F1. Comme on l'a décrit ci-dessus, le signal d'oscillation locale, dans le distancemètre embarqué, est décalé de la même valeur F1 et dans le même sens, c'est-àdire par addition, respectivement soustraction de F1, pour comparaison dans le mélangeur 6, figure 2, avec le signal à fréquence R(t) capté par l'antenne 4. Le répondeur de la figure 3 est dit à pseudo-onde entretenue du fait qu'il transforme un signal à onde entretenue en provenance du radioaltimètre à son entrée 17 en un signal de sortie haché. Le hachage du signal ne présente aucun inconvénient pour le système pourvu que la fréquence de hachage respecte le théorème d'échantillonnage par rapport à la fréquence de battement fb1 qui est très voisine de la fréquence de consigne fo dans le distancemètre. Pour le radioaltimètre de la figure 2, la fréquence f est généralement choisie inférieure à 100 kHz et typiquement généralement choisie inférieure à 100 kHz et typiquement égale à 25 kHz ou 50 kHz. La fréquence de fonctionnement du commutateur 18, sous l'influence d'un signal de commande RA en provenance d'un séquenceur 31 doit être au moins égale au double de La fréquence f,o c'est-à-dire pour f inférieure o ou égale à 100 kHz, au.moins égale à 200 kHz. A titre d'application on choisit une fréquence de 400 kHz, soit une durée de cycle de 2,5 ps pour le commutateur 18. On peut distinguer trois phases pour Le fonctionnement du répondeur, à savoir une phase de réception, une phase de bouclage interne dite de recirculation et une phase d'émission. La phase de réception est celle qui est représentée sur la figure 3. La ligne à retard 27 accumule, pendant un temps T1, Le signal reçu par L'antenne 17 et amplifié à travers les amplificateurs 23 et 24, puis le commutateur 22 change de position, ce qui marque le début de la phase de recirculation pendant un temps encore égal à T1. Pendant la phase de recirculation, le signal circule en boucle à travers les éléments 24 et 27, l'amplification apportée par L'amplificateur 24 étant supérieure à l'atténuation due à la ligne à retard 27. Pendant la phase de recirculation, le commutateur 18 peut occuper une position quelconque sous ta commande du signal RA. A la fin du deuxième intervalle de temps consécutif de durée Tl, le commutateur 26 change à son tour de position, ainsi que le commutateur 18 si ce n'était déjà fait à la phase prédédente, ce qui marque le début de la phase d'émission de durée T1 pendant laquelle la position des contacts des commutateurs 18, 22 et 26 est inverse de celtte représentée sur la figure. Le signal est ainsi émis pendant un temps T1 après avoir été retardé d'un temps T' = 2T1, soit un rapport cyclique maximal de 1/3 et après avoir été amplifié une fois par le préamplificateur 23 et trois fois par l'amplificateur 24. En pratique, il faut s'assurer que le signal émis par le répondeur et revenant après réflexion sur un obstacle soit suffisamment atténué pour qu'il n'existe aucun risque d'accrochage. Etant donné le gain du répondeur qui peut être supérieur à 100 dB, il faut s'assurer que la durée qui s'écouLe entre le début d'une émission et le début de la réception suivante soit assez élevée pour que le risque d'accrochage indiqué ci-dessus soit physiquement impossible parce que l'obstacle provoquant l'écho devrait être trop proche et trop grand. En respectant un temps de latence de L'ordre de I is entre La fin d'une émission et le début de La réception suivante on peut montrer que L'on supprime tout risque d'accrochage pour un signal dont la porteuse a une Longueur d'onde de L'ordre de 10 cm, ce qui correspond aux hyperfréquences utiLisées couramment pour le système décrit. Ce temps de latence se traduit,à la figure 3, par Le maintien en position d'émission des trois commutateurs avant Leur retour simultané à la position de réception. Par exemple, la durée T1 est égale à 0,5 ps, ce qui donne un temps de cycle de 2,5 us pour le commutateur 18 et un rapport cyclique de 0,2 pour le répondeur. Ce rapport cyclique de l'ordre de 0,2 se traduit par une atténuation équivalente de quelques décibels seulement sur le signal réémis par le répondeur. Le fonctionnement des commutateurs 18, 22 et 26 pour l'obtention des séquences décrites ci- dessus est réalisé sous la commande des signaux RA, RB et RC émis par le séquenceur 31. On notera qu'un autre fonctionnement est possible, pour le répondeur de la figure 3, selon lequel la phase de recirculation est supprimée. Dans ce dernier cas, le signal ne traverse qu'une fois la ligne à retard 27, deux fois l'amplificateur 24 et le rapport cyclique devient égal à 0,25. Pour ce fonctionnement simplifié les trois commutateurs fonctionnent en synchronisme, sous la commande du signal RA qui s'identifie alors aux signaux RB et RC. Pendant Le vol de l'aéronef, respectivement la mission de reconnaissance du missile, le circuit de la figure 2 est utilisé exclusivement comme radioaLtimètre sous la commande du signal DA. Lorsque l'aéronef ou le missile arrive à proximité du point A o se trouve la balise de la figure 3, plus précisément à partir d'une distance au moins égale à: R + 2d, indiquée par La centrale à inertie, le circuit de la figure 2 est commandé, par le séquenceur 16, pour effectuer en alternance des mesures de distance D et des mesures de hauteur H. Les moyens de calcul embarqués permettent de déduire la distance L de l'aéronef à l'axe X conformément à la formule L = D2 H2 (6) Selon l'invention, au moins deux premières déterminations rapprochées de la distance L par mesure de D et H puis calcul sont effectuées, à bord de l'aéronef à l'intérieur du cercle T sans modification de la trajectoire autonome de l'aéronef. On peut se reporter à ce sujet à la figure 4 qui est une vue de dessus de la zone d'arrivée de l'aéronef sur laquelle le cercle T et le point A sont représentés. La première distance déterminée, L1 à un instant t1 permet à l'aéronef de détecter lui-même sa position sur un cercle T1 de centre A1 et de rayon L1. De même la deuxième distance L2 à l'instant t2 permet à l'aéronef de se situer sur un cercle T2, plus petit que T1, de centre A1 et de rayon L2. Par ailleurs, grâce à sa centrale à inertie et à une boussole embarquée, l'aéronef connaît à tout instant son vecteur vitesse horizontal v. Au temps t2, l'aéronef se trouve aussi sur le cercle T3 de centre O et de rayon L obtenu par translation du cercle T1 selon le vecteur: > (t2 AO = Jt v(t)dt, soit, pour des instants t1 et t2 rapprochés en première approximation: AO = v(t2 - t1). Les cercles T2 et T3 se coupent en deux points B et B'. A l'instant t2 l'aéronef se trouve donc en l'un des deux points B ou B'. La position des points B et B' peut être calculée avec précision et rapidité, de façon connue, par les moyens de calcul embarqués. Il reste cependant à lever l'indétermination sur la position de L'aéronef due à l'existence de deux points possibles. Pour cela, plusieurs solutions sont possibles. Selon un premier mode de réalisation représenté à la figure 4, juste après l'instant t2' L'aéronef reçoit une commande de trajectoire en boucle selon un sens de rotation déterminé, par exemple vers la droite, de façon telle qu'il repasse après un temps mesurable sensiblement au point B (ou B') à un instant t3 avec un vecteur vitesse v' sensiblement perpendiculaire à celui qu'il avait à l'instant t2. Cette manoeuvre commandée à l'aéronef peut être effectuée automatiquement de façon connue par association entre les moyens de pilotage de l'aéronef et sa centrale à inertie. Juste après l'instant t3 une troisième mesure de distance L3 est effectuée à un instant t4. Pour un virage préalable à droite, si la valeur de L3 est supérieure à celle de L2, les moyens de calcul indiquent que l'aéronef est, en T4, à proximité immédiate du point B' ou, si L3 est inférieur à L2, que l'aéronef est à proximité immédiate de B, avec le vecteur vitesse v' dans les deux cas. La déduction est inverse pour un virage préalable à gauche. Juste après l'instant t3, l'aéronef connaît donc sa position précise par rapport aux points A ou A' ainsi que son vecteur vitesse. A partir de là, la phase finale de guidage ou de recalage de position peut être effectuée, de façon connue, pour atteindre le point A ou le point A' soit au moyen de La centrale à inertie, dont l'erreur de position vient d'être corrigée, soit au moyen du système de guidage terminal lui- même, constitué par le radioaltimètre-distancemètre et la balise-répondeur des figures 2 et 3. Selon un deuxième mode de réalisation représenté à la figure 5 des valeurs de L assez rapprochées sont déterminées, sans modification de la trajectoire de l'aéronef, à partir de l'instant o le radioaltimètre de la figure 2 est autorisé à fonctionner en distancemètre et o l'aéronef est suffisamment proche du point A pour que le système interrogateurrépondeur puisse fonctionner c'est-à-dire en substance dès que l'aéronef a franchi les limites du cercle T. La courbe L(t) représentative des distances L ainsi obtenues en fonction du temps, non représentée, est d'abord décroissante puis passe par un minimum à l'instant o l'aéronef passe au plus près de l'axe X, en un point M ou M'. La droite perpendiculaire en ce point M à la trajectoire autonome de l'aéronef passe par l'axe X sensiblement au point A1. Or le point M ou M' peut être déterminé avec une très faible erreur si on l'identifie au premier point F ou F' à l'instant t5 pour lequel la courbe des distances L devient croissante, la précision obtenue étant d'autant plus grande que les mesures successives de L sont plus rapprochées, au moins au voisinage du minimum de la courbe L(f). Juste après l'instant t5, l'aéronef peut par exemple recevoir une commande automatique de manoeuvre telle que celle déjà décrite en référence à la figure 4. Juste après avoir parcouru une boucle dans un sens prédéterminé et être repassé sensiblement au point F à un instant t6, une détermination de la distance L supplémentaire, à un instant t7 permet de lever l'ambiguTté signalée ci-dessus sur la position de l'aéronef et de lui indiquer par quel côté, droit ou gauche, ce dernier aborde l'axe X. Un avantage de ce mode de réalisation est qu'à l'instant t7, le vecteur vitesse de l'aéronef est porté par une droite qui passe sensiblement par L'axe X. Selon le cas, la direction du vecteur vitesse doit être soit conservée, soit inversée c'est-à-dire modifiée de 180 . On notera que les boucles que suit la trajectoire de l'aéronef, sur les figures 4 et 5 sont effectuées exclusivement et intégralement sous la commande de la centrale à inertie, qu'elles peuvent être effectuées à une échelle bien supérieure à celle représentée en trait plein et notamment se situer pour leur plus grande part à l'extérieur du cercle T. En variant, le deuxième modede réalisation de l'invention décrit au paragraphe précédent peut être simplifié, comme représenté en trait interrompu à la figure 5, dans le cas o l'on prévoit, pour l'aéronef, une trajectoire en boucLe suffisamment grande. En effet, si l'on prévoit que l'aéronef, juste après que sa distance par rapport au point A est passée par un minimum, décrive sur commande interne une boucle sensiblement horizontale et revienne vers le point de distance minimum (point M ou M' sur la figure 5) perpendiculairement à La trajectoire qu'il avait lors de son premier passage par ce point, l'aéronef passera à coup sûr à proximité immédiate du point A1, à l'aplomb du point A, pourvu que la boucle effectuée soit assez grande c'est-à-dire, pour fixer les idées, pourvu que son périmètre soit au moins du même ordre de grandeur que la circonférence du cercle T. Selon que l'axe X défini par les points A et A1 est initialement abordé par la droite ou par la gauche, le passage à proximité immédiate du point A1 se fera, dans ces conditions, juste avant, respectivement juste après la fin de la boucle. Une mesure supplémentaire de la distance D lors du retour de l'aéronef dans le deuxième volume suffit alors pour se ramener au cas précédemment décrit du passage par le point M au paragraphe précédent puisqu'on a fait en sorte, en agrandissant la trajectoire en boucle d'obtenir, à l'occasion de cette mesure supplémentaire, un vecteur vitesse de l'aéronef toujours dirigé vers l'axe X, que l'aéronef soit préalablement passé par le point M ou par le point M'. Par exemple, pour que le point de passage très près du point A1 soit déterminé avec une bonne précision, des mesures alternées rapprochées de D et de H peuvent être effectuées par le système au moins pendant la deuxième moitié de la trajectoire en boucle dans le cas d'un passage préalable par M' (voir figure 5), et au delà de cette deuxième moitié dans le cas d'un passage préalable par M. La figure 6 représente un troisième mode de réalisation de l'invention dont la première phase est identique à celle du mode de réalisation précédemment décrit (figure 5) jusqu'à L'arrivée au point F à l'instant t5. Juste après le temps t5, l'aéronef reçoit une commande de trajectoire circulaire selon un sens de rotation prédéterminé, par exemple vers la gauche, le cercle Y ou Y' en question ayant un rayon de courbure égal à L5, ce qui est rendu possible par la connaissance du vecteur vitesse tangentiel au point F ou F'. Après avoir parcouru une fraction notable du cercle F, une nouvelle mesure de distance est effectuée, en un point G ou G' à un instant t8, qui permet de déterminer sur Lequel des deux cercles Y ou Y' se trouve l'aéronef. En effet, l'appartenance au cercle Y' est signalée par une distance notablement plus grande que L5 alors que l'appartenance au cercle Y est signalée par une distance sensiblement égale à L5. On notera que le point G' peut se trouver hors de portée du répondeur. Dans ce dernier cas, c'est l'impossibilité de déterminer la distance qui peut signaler la présence de l'aéronef sur le cercle Y'. Cependant, il est préférable pour des questions defiabitité du système d'éviter ce dernier cas, ce qui est toujours possible en choisissant les points G ou G' suffisamment proches des points F ou F'. Lorsqu'il est déterminé que l'aéronef se trouve sur le cercle Y', sa procédure d'atterrissage peut consister à poursuivre sa trajectoire sur le cercle Y' jusqu'au retour au point F' o iL possède les informations suffisantes de position et de vitesse pour rallier le point A ou A1 selon Le cas. Lorsqu'il est déterminé que l'aéronef est sur le cercle Y, l'aéronef possède dès cet instant les informations suffisantes de position et de vitesse qui Lui permettent de rallier Le point A ou A1 puisque, comme lors du deuxième passage au point F' dans le cas précédent, il connaît sa vitesse, sa distance à l'axe X et que son vecteur vitesse est perpendiculaire au plan défini par l'axe X et L'aéronef. On notera que L'indétermination à Lever pour permettre à L'aéronef de rejoindre L'axe X consiste précisément en ce que L'aéronef puisse déterminer, par ses mesures propres, de queL côté il aborde l'axe X Lors de son arrivée. Cette considération conduit à un quatrième mode de réalisation décrit ci-dessous en référence à la figure 7. Le quatrième mode de réalisation impose une condition sur Les vaLeurs relatives de d et R, qui s'exprime par: R > 2d (7) alors que les modes de réalisation décrits ci-dessus en référence aux figures 4, 5 et 6 se satisfont de valeurs de R et de d qui sont du même ordre, R restant cependant toujours supérieur à d. IL peut donc s'avérer nécessaire d'augmenter la portée du système de guidage pour mettre en oeuvre le mode de réalisation de la figure 7. Cela peut être obtenu notamment par augmentation de la longueur d'onde X, c'est-à- dire par diminution de la fréquence du signal à fréquence F(t). En effet, la valeur de l'atténuation A entre l'aéronef et le répondeur est donnée par la formule: G G,5 A2 e- 22 + C (8) A (4f)2 D2 avec: Ge:gain de l'antenne 4 du distancemètre dans La direction du répondeur; Gr:gain de l'antenne 17 du répondeur dans la direction r de l'aéronef; C: atténuation des câbles. L'idée de base du quatrième mode de réalisation consiste en ce que lorsque l'aéronef, à l'occasion de son retour, arrive à une distance prédéterminée du point A selon son estimation propre, cette distance étant supérieure ou égale à R + 2d, il reçoit automatiquement et de façon 2o autonome une commande de changement de trajectoire qui lui impose d'arriver d'un côté prédéterminé du point A, par exemple du côté droit, figure 7, à une distance prédéterminée comprise entre d et R/2. La relation (7) ci-dessus assure que l'aéronef pénètre bien à l'intérieur du cercle T. Sur la figure 7, la courbe 35, formée d'une ligne brisée à deux segments qui se coupent en un point H extérieur au cercle T indique La trajectoire autonome de l'aéronef; le cercle K de rayon d délimite la zone à l'intérieur-de laquelle l'aéronef serait susceptible d'atterrir sans l'aide du système de guidage. Moyennant les conditions et contraintes expliquées ci-dessus, on est assuré que l'aéronef pénètre à l'intérieur du cercle T en abordant l'axe X d'un côté prédéterminé (par La droite dans le cas de la figure 7). IL est dès Lors possible, en utilisant au moins le début de La procédure adoptée pour les modes de réalisation précédents de déterminer le point B ou F, respectivement B' ou F' à l'instant t4 ou t5 à partir duquel la manoeuvre finale qui doit guider l'aéronef sur l'axe X devient immédiatement possible de façon connue sous La commande soit de la centrale à inertie, soit du système de guidage terminal selon l'invention, ce dernier cas étant préféré dans Le cas o L'aéronef est un hélicoptère. Le système décrit ci-dessus permet une portée de détection R de l'ordre du km pour une longueur d'onde X de l'ordre de 7 cm et pour un produit des gains d'antenne Ge x Gr de l'ordre de 1. En comparaison, les valeurs courantes de l'erreur de position d de l'aéronef sont de L'ordre de 400 m. La disposition particulière déjà décrite des antennes 4 et 17 fait qu'une grande dispersion de gain total du système interrogateur-répondeur est à prévoir si aucune précaution n'est prise, ce qui pourrait causer des saturations en certains points du système lorsque les antennes sont trop rapprochées, lors de la mesure de distance. Pour éviter cet inconvénient, L'antenne 17 du répondeur est une antenne à poLarisation circulaire dont Le diagramme de rayonnement est, de préférence, cosécanté et Le gain inférieur à O dB au-dessous de l'horizontaLe. La normalisation des gains d'antenne est obtenue, en première approximation en donnant à L'antenne 17 un gain G cosécanté: D2 G =2 (9) H2 soit encore: G = (10) 1 - cos B étant L'angle dans un plan vertical sous Lequel est vu l'aéronef depuis Le répondeur au point A. L'antenne 17 du répondeur peut être soit à polarisation circulaire, soit constituée de deux antennes élémentaires à polarisation linéaire, perpendiculaires entre elles. On notera qu'il est possible de modifier légèrement la structure du système d'antennes dans le radioaltimètre de la figure 2 pour obtenir un appareil de mesure de distance fonctionnant avec une seule antenne émettrice-réceptrice constituée par L'antenne 4 ou L'antenne 5; ceci est rendu possible par Le fait que Le répondeur n'est jamais très proche et, de plus, que Le répondeur retarde nécessairement d'un court intervalle de temps T' le signal qu'il réémet. Pour cela il suffit d'insérer de façon connue en soi dans l'une des voies d'émission ou de réception un circulateur et dans L'autre voie un commutateur à deux positions commandé en synchronisme avec Le commutateur 9 dont un contact est relié au circulateur et L'autre contact à l'antenne qui n'est pas reliée au circulateur. Dans ce cas seule L'antenne émettrice-réceptrice utilisée pour L'appareil de mesure de distance nécessite d'avoir un diagramme de rayonnement large. REVENDICATIONS: 1. Système de guidage terminal ou de recaLage de position pour aéronef, notamment pour missile de reconnaissance aérienne muni de moyens de calcul selon lequel un radioaltimètre embarqué à bord du missile coopère avec un répondeur disposé, au sol, à l'emplacement A souhaité pour le retour de l'aéronef ou le recalage, le radioaltimètre étant du type à onde continue modulée en fréquence de façon sensiblement linéaire, à une antenne émettrice et une antenne réceptrice orientées vers le sol, le répondeur étant du type à pseudo-onde entretenue comportant des commutateurs à deux positions pour radiofréquences et une antenne réceptrice-émettrice, caractérisé en ce que ledit radioaltimètre est adapté pour un fonctionnement séquentiel en distancemètre et comporte à cet effet des moyens pour décaler en fréquence le signal d'oscillation locale à l'aide d'un commutateur à deux positions, ledit système ayant une portée suffisante pour pouvoir fonctionner dans un deuxième volume prédéterminé centré autour du point A, ledit deuxième volume pouvant englober un premier volume défini par la précision en distance d, h propre à l'aéronef pour son retour autonome et que la position précise de l'aéronef à proximité du point A est déterminée, lors du retour ou du recalage de ce dernier, par au moins deux mesures successives de distance D par rapport au point A. 2. Système de guidage terminal ou de recalage de position pour aéronef selon la revendication 1, caractérisé en ce qu'après ladite deuxième mesure de distance à un instant t2, l'aéronef reçoit une commande de trajectoire en boucle selon un sens de rotation prédéterminé de façon telle qu'il repasse après un temps mesurable sensiblement au point o il se trouvait à l'instant t2 à un instant t3 avec un vecteur vitesse sensiblement perpendiculaire à celui qu'il avait à l'instant t2 et qu'une troisième mesure de distance est effectuée à un instant t4 juste postérieur à L'instant t3. 3. Système de guidage terminal ou de recaLage de position pour aéronef selon la revendication 1, caractérisé en ce que plusieurs mesures rapprochées successives de distance sont effectuées sans modification de la trajectoire autonome de l'aéronef, incluant des distances décroissantes au moins jusqu'au passage au plus près du point A, et au moins une distance L5à nouveau croissante en un point F à un instant t5. 4. Système de guidage terminal ou de recaLage de position pour aéronef selon la revendication 3, caractérisé en ce que juste après l'instant t5 L'aéronef reçoit une commande de trajectoire en boucle selon un sens de rotation prédéterminé de façon telle qu'il repasse après un temps mesurable sensiblement au point F à un instant t6 avec un vecteur vitesse sensiblement perpendiculaire à celui qu'il avait à l'instant t5 et qu'une mesure de distance supplémentaire est effectuée à un instant f7 juste postérieur à l'instant t6. 5. Système de guidage terminal ou de recalage de position pour aéronef selon la revendication 3, caractérisé en ce que juste après l'instant t5 l'aéronef reçoit une commande de trajectoire en boucle selon un sens de rotation prédéterminé de façon telle qu'il repasse après un temps mesurable sensiblement au point F à un instant t6 avec un vecteur vitesse sensiblement perpendiculaire à celui qu'il avait à l'instant t5, que le diamètre de ladite boucle est suffisamment grand pour que La majeure partie de la trajectoire en boucle soit effectuée à l'extérieur dudit deuxième volume et qu'au moins une mesure de distance supplémentaire est effectuée lors du retour de l'aéronef dans ledit deuxième volume. 6. Système de guidage terminal ou de recalage de position pour aéronef selon la revendication 3, caractérisé en ce que juste après l'instant t5 l'aéronef reçoit une commande de trajectoire-circulaire selon un sens de rotation prédéterminé, ledit cercle ayant un rayon de courbure égal à la projection horizontale L5 de sa distance D au point A et qu'après avoir parcouru une fraction notable de ce cercle, une mesure supplémentaire de distance est effectuée à un instant t8. 7. Système de guidage terminal ou de recalage de position pour aéronef selon la revendication 1 ou 3, caractérisé en ce que les plus grands diamètres du premier volume sont supérieurs au double des plus grands diamètres du deuxième volume et que lorsque l'aéronef, à l'occasion de son retour, arrive à une distance prédéterminée du point A selon son estimation propre supérieure à environ le plus grand diamètre du premier volume, il reçoit automatiquement de façon autonome une commande de changement de trajectoire qui Lui impose d'arriver d'un côté prédéterminé du point A à une distance Légèrement supérieure à son erreur de position maximaLe d à cet instant. 8. Système de guidage terminal ou de recalage de position pour aéronef selon L'une des revendications 1 à 7, caractérisé en ce que Le diagramme de rayonnement de L'antenne réceptriceémettrice dudit répondeur est cosécanté et que Le gain de Ladite antenne est inférieur à O dB en dessous de L'horizontaLe.