Brevet FR2626664A1 — publié le 19890804

L'invention a pour objet un procédé de correction de la trajectoire d'un engin stabilisé par empennage, volant de préférence à vitesse élevée, possédant une fréquence transversale propre, prédéfinie, constante ou variable, qui consiste à appliquer à l'engin au moins une force de correction transversale par rapport à la direction de vol. On connaît en principe deux procédés pour corriger la trajectoire d'engins stabilisés par empennage,' animés éventuellement d'un mouvement de roulis, c'est-àdire effectuant une rotation lente. Le procédé de pilotage aérodynamique consiste à actionner un empennage à l'arrière ou à l'avant de l'engin pour amener celui-ci comme un avion sur la nouvelle trajectoire désirée. Etant donné qu'en règle générale, un tel engin est relativement long et élancé, il présente une oscillation propre très prononcée à une fréquence appelée fréquence de pendulation qui est essentiellement définie par le moment d'inertie transversal, par un facteur de forme (dérivé du coefficient de train6e} et par la masse volumique de l'air. Lors du pilotage aérodynamique d'un engin, il faut soigneusement veiller à éviter une telle pendulation car sinon, les oscillations transversales par-rapport à la trajectoire risquent de se superposer aux mouvements imposés par le pilotage et de perturber l'action de pilotage. A la limite, l'engin pourrait devenir impossible à piloter et. s'écarter de manière incontr8lable de sa trajectoire. C'est la raison pour laquelle les ordres de pilotage aérodynamique doivent être donnés très lentement, progressivement et avec prudence pour éviter strictement toute induction d'un mouvement pendulairedu projectile. L'avantage du pilotage aérodynamique réside dans le fait qu'il permet d'obtenir des écarts importants de trajectoire; par contre, les raisons mentionnées ci-dessus font qu'il présente l'inconvénient d'être relativement long à mettre en oeuvre et qu'il nécessite donc des trajets assez grands. Un de ses inconvénients majeurs est le fait que la direction de vol ne concorde pas avec 1 'axe longitudinal de l'engin. Un mode de pilotage performant exige une prévision de la trajectoire future ce qui nécessite la détermination de la direction de vo1. Cette direction ne peut être définie qu'au moyen de dispositifs auxiliaires, tels que par exemple un gyroscope, de ce fait le pilotage aérodynamique précis d'un engin devient extrêmement complexe., - L'autre mode de pilotage connu qui consiste à agir sur le centre de gravité, permet, pour les écarts de trajectoire faibles, d'éviter les inconvénients énumérés ci- dessus et à faire coïncider en permanence la direction de vol avec l'axe longitudinal de l'engin. Toutefois, lorsqu'il s'agit d'obtenir des écarts de trajectoire relativement importants, ce mode de pilotage implique également des' écarts 1:5 entre l'axe longitudinal de l'engin et sa direction de vol. En outre, le pilotage par action sur le centre de gravité suppose aussi que l'on évite d'induire des pendulations de l'engin. Partant de cet état de la technique, l'invention vise à apporter au procédé connu, initialement mentionné, des perfectionnements tels qu'il devra permettre d'obtenir rapidement des écarts angulaires importants de la trajectoire, sans exiger pour autant la mise en oeuvre de dispositifs complexes pour déterminer la direction de vol. Suivant l'invention, le procédé de correction est - caractérisé en ce que ladite force de correction est appliquée sous forme d'impulsion, - cette force de correction engendre un moment, adapté & la fréquence propre de manière à exciter celle-ci suffisamment pour que l'engin se mette-en incidence par rapport à sa direction de vol, et - cette force' de correction est accordée à la fréquence propre-de sorte qu'après son application, l'oscillation induite se trouve complètement annulée. - 3 - 262664 On ne cherche pas A éviter dans la mesure du possible l'induction d'une pendulation, mais au contraire, une telle pendulation est provoquée de manière définie et avec une amplitude Importante par l'application- à un endroit approprié de l'engin une force transversale élevée, sous forme d'une impulsion, suscitant immédiatement un mouvement pendulaire de l'engin. Par le choix de l'instant- approprié pour appliquer ensuite une force de correction, accordée a la fréquence. propre. la penidulation peut être complètement annulée à la fin du processus. - L'application de la force de correction impulsionnelle se fait de prêfé- rence par action sur le vecteur de poussée, en un endroit choisi de manière à engendrer une forte pendulation (à grande distance du centre de gravité). Il est en principe possible d'appliquer la seconde force de correction, de sens contraire, en un endroit diffèrent de celui o an applique la première force. Mais de préférence on utilisera la même action sur le vecteur de poussée pour Induire et pour amortir la pendulation. La durée du processus correspondra de préférence à une ddrfile période de 'oscil- lation propre de l'engin. Par l'action de la force de correction -impulsionnelle on engendre un moment qui met l'engin en incidence sur sa trajectoire et un moment de sens contraire qui assurera ensuite la neutralisation de la pendulation induite. De ce fait, l'engin se placera rapidement dans la direction voulue. Après la correction, l'engin retrouve pratiquement le mnême comportement en vol que celui qu'il avait auparavant; son axe longitudinal qui coïci- dait avec la direction de vol- initiale, coincide maintenant avec la nouvel- le direction de vol. Seule la direction de vol est modifiée. La fréquence de pendulation est soit constante, soit variable le long de la trajectoire, mais on peut supposer qu'elle est conTmuer pour chaque engin et qu'il n'est pas nécessaire de la déterminer en cours de vol. Connais- sant les lois qui régissent les phénomènes périodiques, on peut, sans 4' difficultés, définir -les moments de pilotage et, cie ce fait, les forces de correction qui, lorsqu'elles sont accordées à celte fréquence de pen- dulation, peuvent induire ou annuler des oscillations suite à' leur applicationi en un point quelconque de la trajectoire. A côté de l'avantage mentionné ci-dessus de faire toujours coïncider l'axe longitudinal de l'engin avec sa direction de vol, en-dehors du processus de correction proprement dit, le procédé conforme à l'invention présente en outre l'avantage d'une mise en incidence de l'engin par rapport à sa direction de - vol par excitation die sa fréquence propre. Celte mise sous Incidence et le retour à l'incidence nulle se font donc de la manière la plus rapide possible. D'après le principe, la durée minimale d'une correc- tion de la direction de vol équivaut à une demie période et correspond à l'excitation d'une demie longueur d'oscillation (de pendulation) seulement. La longueur de penciblation des engins ou projectiles se situe habituelle- ment entre 300 et 1000 calibres en vol et elle est donc toujours petite par rapport à la portée efficace. - 20.Compte tenu du court trajet en vol que nécessite la correction d'après le procédé conforme à l'invention et qui se situe par exemple entre 1 et 4 fois la longueur de pendulation, une version préférentielle de l'invention permet d'appliquer, à plusieurs reprises, une impulsion de pilotage standard, de grandeur constante, pour obtenir l'effet de. correctidn recherché. Cette manière répétitive, standardisée et rapide d'appliquer la correction n'est possible. que parce que, après chaque correction, l'oscillation propre se trouve complètement annulée. Ainsi le pilotage d'un engin est grandement facilité puisqu'il n'est pas 3 nécessaire de lui appliquer chaque fois une rorce définie, spécialement accordée, mais il suffit de déclencher à plusieurs reprises une impulsion standard et de dévier ainsi l'engin jusqu'à ie que sa nouvelle direction de vol correspond à la direction voulue. Il est possible et éventuellement même avantageux suivant une version préférentielle de l'invention, de n'appliquer pas seulement une impulsion de pilotage pour induire et annuler l'oscillation propre de l'engin, mais plusieurs impulsions successives. Ainsi par nxemple, en appliquant deux impulsions de pilotage identiques. à un intervalle de temps d'un quart de période, on peut obtenir que les deux oscillations induites s'addition- nent et qu'il en résulte une mise en incidence permanente. Au moyen de deux nouvelles impulsions de pilotage identiques, décalées d'un quart de période, cette oscillation peut ensuite à nouveau être annulée. Cette manière de procéder permet très rapidement de réaliser des mises en incidence relativement importantes. Avec de telles impulsions de pilotage on peut donc obtenir directement un angle d'incidence défini, le procédé permettant le réglage à la valeur voulue sur un trajet correspondant à une seule longueur de pendulation. En effet, l'application brutale d'un moment de pilotage ne se traduit pas seulement par une mise en incidence rapide mais elle induit en même temps une oscillation de sorte que l'angle d'incidence peut momentanément atteindre des valeurs doubles de celles que l'on cherche à obtenir. On sait que sous fortes incidences, des forces aérodynamiques peuvent se manifester qui sont perpendiculaires par rapport à la direction de correc- tion et qui peuvent donc fausser la correction. Mais étant donné que le procédé conforme à l'invention évite tout dépassement, les corrections qu'il permet de réaliser sont plus précises que celles obtenues avec les autres procédés connus jusqu'à présent.. En règle générale les engins du type de ceux mentionnés ci-dessus, effec- tuent une rotation autour de leur axe longitudinal, c'est-à-dire Ils sont animés d'un mouvement de roulis. Il est donc possible, en leur appliquant un vecteur de poussée en un seul endroit suivant leur position en roulis, d'obtenir que leur trajectoire soit déviée dans une direction quelconque. Suivant une version préférentielle dé l'invention, il faut toutefois tenir compte du fait qu'entre te déclenchement de l'oscillation propre et son son annulation, l'engin effectue une rotation de ooins de 180 . Les forces aérodynamiques induites qui s'exercent aussi vers le haut et vers le bas dans le cas o l'on cherche à obtenir une déviation sur le côté, se compensent mutuellement, de sorte qu'il ne reste qu'une composante unique qui produit la déviation voulue de la trajectoire de l'engin. Etant donné qu'après l'élimination de toutes les oscillations ayant contribué a la correction, la nouvelle direction de vol - coTncide à nou- veau avec l'axe longitudinal de l'engin et que celui-r.i ne présente plus _ 6.- d'angle d'incidence, le vol pourra se poursuivre avec un coefficient de traînée minimal. Au, cas o, pendant l'application du procédé, les conditions de vol devraient trop fortement varier, on s'efforcera de les maintenir aussi constantes que possible par l'application de forces supplémentaires, fournies par exemple par un propulseur de crdlsiêre ou par le déploiement À d'ailettes, etc... Comrnme on l'a mentionné ci-dessus, la. durée d'une correction devra de préférence concorder avec une demie période de l'oscillation propre de l'engin. En effet, on peut dans ce cas utiliser un seul. et même dispositif pour appliquer un vecteur de poussée ou une autre force de pilotage et pour annuler l'oscillation propre. Mats en principe il serait aussi possible d'utiliser plusieurs dispositifs de ce genre. places en.différents en- droits et de choisir uhe durée de correction non égale à une demie période de r'oscillation propre. Il est en principe possible d'appliquer. la force da.correction impulsion- nelle au niveau du centre de gravité; toutefois, pour obtenir avec des forces de correction aussi faibles que possible un moment- maximal, le point d'application de la force de correction se situe, sur l'engin conforme à I'invention, à une grande distance et de préférence en avant- du centre de gravité. On peut, à cet effet, utiliser des dispositifs classiques de pilotage (braquage symétrique d'ailes du type canard ou de gouvernes, déviation du jet de poussée ou dispositifs. simitaires); mais l'engin conforme à l'invention, comportera de préférence un générateur de gaz ou un propul- seur à réaction dont la poussée peut être réglée de manière rapide et simple et appliquée, dans la mesure-diu possible en un point situé en avant du centre de gravité de l'engin afin d'obtenir un moment-important; la poussée sera essentiellement orientée suivant une direction radiale et l'on veillera à ce que la poussée et la force aérody!amiq-ue de correction s'additionnent. 7- 2626664 Selon une version préférentieile de l'engin conforme à l'invention, sa capacité de pilotage se trouve considérablement améliorée du fait de ses propriétés particulières en vol. On sait que les corrections de trajectoire réalisées par la mise en incidence de l'engin, s'appliquent de préférence à des engins à coefficient de portance élevé. Dans le processus dynamique de la mise en incidence et de son annulation, le coefficient de tangage joue un rôle important. Pendant la mise en incidence, il agit dans le sens contraire au moment de pilotage appliqué A l'engin et c'est lui qui assure l'annulation de l'incidence. 11 devrait donc être faible pendant la mise en incidence et.élevé pour son annulation. Cette condition est satisfaite en raison de la variation linéaire bien connue que présente le coefficient de tangage en fonction de l'angle d'incidence. Toutefois, I'obtention d'une variation non linéaire suivant une version préférentiel- le de l'invention, permet d'améliorer davantage celte situation, le mo- ment de tangage étant maintenu faible dans la direction de l'incidence. Pour des engins asymétriques. à faible roulis, il est possible de faire varier le moment de tangage en fonction de la position en roulis. Si la fréquence de roulis est adaptée au processus de mise en incidence, ta position en roulis au moment de la mise en incidence peut être choisie telle que le moment de tangage reste faible. Il devient ainsi possible, avec des moments de pilotage faibles, d'obtenir de -grands angles d'inci- dence. Suivant une autre version préférentielle de t'invention, l'engin conforme àa l'invention peut comporter des ailes déployables, un propulseur de croisière, ou d'autres dispositifs de ce genre, destinés à maintenir ses conditions de vol aussi constanles que possible pendant sa trajectoire. L'engin connu, dont il a Iété fait mention inilialement, comporte un dispositif pour déterminer sa- direction de vol. en i'occurence un gyro- scope. Selon l'invention, il suffit toutefois de déterminer la position de l'axe longitudinal de l'engin. A cet effet, par une détermination par paliers de l'écart angulaire entre l'engin et son objectif, on arrive a réaliser une adaptation simple de la précision de la mesure de l'écart aux possibilités -de correction. Si, par exemple, on dévie la trajectoire de 1l par une impulsion de pilotage standard, il suffit de mesurer l'écart angulaire avec une précision - 8 - maximale de 0,5 pour être certain qu'une correction n'est effectuée que si elle est nécessaire. En outre, Il n'est pas nécessaire dd mesurer en permanence l'écart angulaire par rapport à l'objectif; il suffit de procéder A une telle mesure lorsqu'aucune correction n'est faite, c'est- à-dire lorsqu'elle est simple à effectuer puisque la direction de vol et l'axe longitudinal de l'engin coïncident. Par ailleurs, le dispositif mesurant l'écart angulaire n'a besoin de couvrir qu'un domaine réduit, puisque pendant la correction, quand les écarts angulaires peuvent deve- nir grands, il n'est pas nécessaire d'effectuer cette mesure. Dans l'emploi préférentiel de l'engin conforme à l'itnvention o celui-ci est équipé d'un dispositif engendrant une impulsion de pilotage standard, on peut, dans le cas d'un guidage par faisceau directeur procéder à une détermination simple de la direction de vol par rapport au faisceau directeur. En effet, après la correction l'axe longitudinal de l'engin coïncide à nouveau avec sa direction de vol et l'écart angulaire est toujours petit par rapport à l'angle de correction. Dans l'emploi préférentiel de l'engin conforme à l'invention Il est posai. - Q blhie de procéder à une déterminaltion directe de i'écart angulaire. Une détermination de la vitesse angulaire relative entre l'objectif et l'engin -est également faisable sans dispositif supplémentaire. En première approximation, l'écart angulaire par rapport à I'objectif est représenté, après correction, par l'écart angulaire avant correction diminué de l'angle de déviation de la trajectoire qui est connu et qui résulte de la correction, et par l'écart angulaire résultant du mouvement de l'objectif pendant le processus de correction. En calculant la différence entre deux grandeurs connues on peut donc déinrminer la vitesse angulaire moyenne relative de l'objectif pendant le processus de correction. Les schémas joints en annexe illustrent plus en détail. à titre d'exemple, l'objet de l'invention: ces figures montrent: la figure 1, le principe utilisé dans le procédé conforme à l'invention pour déclencher l'oscillation, -Y - 2626664 la figure 2, le principe utilisé dclans le procédé conforme à l'invention pour obtenir, sans perturbation, la valeur voulue, la figure 3, l'obtention d'une correction sans oscillation résiduelle sur un engin volant dans l'espace, la figure 4, l'emploi d'un engin conforme à l'invention avec, navigation proportionnelle, et la figure 5, I'emploi de l'engin conforme à l'invention avec guidage par faisceau directeur. Afin de présenter plus en détail les bases ayant servi à définir le procédé et l'engin, on fait appel à la figure 1. La figure I montre deux diagrammes: celui dlu haut présente le moment agissant sur un engin pendant un processus de correction, celui du bas, la mise en incidence résultant de l'application de ce moment, chaque fois en fonction du temps. Sur le diagramme du haut, la force de correction 1, appliquée sous forme d'impulsion, présente un saut qui agit sur l'engin en excitant sa fréquen- ce propre (diagramme du bas). Ainsi par exemple sur la figure 1, la réponse à l'impulsion I est une oscillation en cosinus 3. La direction de la réponse dépend de la direction de l'excitation. Lorsqu'on applique à I'engin susceptible d'osciller deux forces de correc- lion 1 et 2, de sens contraire et décalées d'un intervalle de temps T, la superposition des deux réponses fournit une impulsion unique de durée T. Apres l'application de la fonction 2, les cdeux oscillations exciteé es 3 et 4 s'annulent. L'oscilation réponse 4 (tracée en tirets) est décalée d'une demie pério-. de T par rapport à l'oscillation en cosinus 3. La réponse 5 de l'engin est tracée en trait épais, Dans la version de la figure 1, il s'agit d'un engin recevant une impul- - 10 - 2626664 sion de pilotage standard 1 ou 2, et ceci de manière répétitive jusqu'à l'obtention de la correction voulue de la trajectoire. Par contre, dans la version de la figure 2 dont le diagramme du haut S présente également le moment de déviation en fonction du temps et le diagramme du bas le mouvement pendulaire en fonction du temps, on montre l'obtention d'une déviation préalablement définle. Deux forces de correction impulsionnelles 6 et 7 sont décalées d'une demie période T/2, de sorte que la réponse a chacune de ces excitations est une oscillation en cosinus dont l'une est tracée en trait plein et l'autre en tirets. Etant donné que les amplitudes des deux oscillations en cosinus s'additionnent en chaque point, il en résulte une mise en incidence 10, qui se fait très rapidement, sans aucun dépassement et est maintenue au-moins pendant un certain temps. Par l'application de forces décalées dans le temps et'de sens opposé aux forces Impulsionnelles 6 et 7, i'incidence constante 10 peut être complètement annulée sans relaxation. La figure 3 présente un engin 11 avec son centre de gravité 12 et son axe longitudinal 16 qui effectue un mouvement de roulis indiqué par la flèche courbe. Un générateur de gaz 15 est situé latéralement dans la pointe de l'engin 11, loin de son centre de gravité 12, de sorte à pouvoir éjecter un jet suivant la direction indiquée par la flèche, c'est-à-dire radialement par rapport à là direction de vol 16 et Induire ainsi une force qui s'applique en' direction opposée au projectile 11. Ce projectile comporte en outre un empennage au culot 14 et des ailes en canard 13 qui, par braquage, peuvent également, à la place du générateur de gaz, fournir la force nécessaire à l'excitation de I'oscillation 3 propre du projectile. La direction de vol momentanée, après correction, est indiquée par 17; cette direction de vol 17 et l'axe longitudinal 16 i de l'engin 11 définis- sent le plan de correction 18. Le mouvement effectif d'un point de l'engin I1t et, de ce fait la varia- tion de son angie d'incidence, sont représentés par une spirale spatiale 20. Pour faciliter la compréhension, on a également représenté la projection 21 de cette variation 20 de l'angle d'incidence sur un plan 19 perpendicu- laire à la direction de vol momentanée 17. La durée du moment de pilotage ou l'intervalle de temps entre deux éjec- fions successives de gaz du générateur 15 correspond à la durée de l'oscillation induite. On réalise ainsi une adaptation à la fréquence propre de lengin. Il n'est par contre pas nécessaire que la fréquence propre de l'engin reste constante pendant la. correctioftn La variation du moment appliqué pour le pilotage sera choisi de manière à obtenir l'angle d'incidence voulu et que celui-ci, après application de la force de correction, redevienne et reste nul Ainsi, l'application du moment de correction neutralise, pendant la correction, l'effet d'amortissement de la pendulation et de l'inflexion de la direction de vol (dans le cas d'un fort amortissement de la. pendulation, la force impulsion- nelle neutralisante peut être nettement plus faible que celle induisant- l'osciilation). En première approximation, ta force qui induit le moment de pilotage doit se situer dans le plan de correction 18 et le mouvement de roulis, la durée de la correction et de ce fait, la fréquence propre de l'engin 11 doivent être adaptés. Afin d'assurer une annulation des oscillations résiduelles, il faut qu'à la fin de la correction. la direction de la force de correction, c'est-à-dire la position en roulis, et la direction de l'angle d'incidence, c'est-a-dire la position en pendulation, coinci- * dent. Cette méthode permet aussi de compenser les moments produits par des forces orientées transversalement par rapport au plan de correction 18, défini par la direction de vol 17 et l'axe du projectile 6. Par une adaptation des caractéristiques de l'engin aux conditions exigées, on peut réduire le moment de pilotage nécessaire. Sur des engins asymé- triques du point de vue aérodynamique le moment de pilotage sera appliqué de préférence selon la direction correspondant à la valeur -minimale du coefficient de tangage. La vitesse de rotation sera adaptée à la correc- tion de sorte qu'en première -approximation la direction de l'angle d'in- cidence concorde toujours avec la position en roulis. Ainsi le moment de correction agit toujours à l'opposé du moment de tangage minimal. 12 -Z 626664 Le maximum admissible pour la fréquence de roulis dépend de la durée de la correction. Afin d'étre eassurè que que la correction présente toujours une composante orientée suivant la direction prédéfinie, la rotation de l'engin pendant la correction ne doit pas excéder 1800. L'impuision de pilotage est appliquéepour une position en roulis qui sera fonction de la direction suivant laquelle doit s'effectuer la correction et de la rotation de l'engin 1l pendant une correction. La conception se fera de préférence à l'aide d'un modèle. de calcul de la trajectoire à six degrés de liberté avec prise en compte des caractéris- tiques de l'engin Il qu'il s'agit de piloter. Lorsque les propriétés an vol de l'engin restent pratiquement constantes 15. sur la trajectoire, on pourra définir une impulsion de pilotage uniforme et constante qui sera appliquée de manière répétitive en fonction de l'écart entre l'engin et son objectif. Lorsqu'en cours d'emploi les conditions de vol varient fortement, on peut avoir recours à des moyens classiques, tels qua les propulseurs de croi- :sire, le déploiement d'ailettes, etc.., pour malntenir ces variations dans des limites admissibles. La figure 4 présente la position d'un engin entre deux corrections. Au départ (fig. 4 en-bas, à gauche), l'engin se trouve dans une situation dans laquelle sa direction de vol 22 coïncide avec son axe longitudinal 23. L'angle important pour une navigation proportionnelle, à savoir l'angle 1entre la -position momentanée de l'objectif 24 el la direction de vol 22 est donc directement mesurable à bord de l'engin par des moyens optoélectronlques classiques. Lorsque cet angle dépasse une valeur préalablement définie, par exemple 1Â, il faut, si l'impulsion de pilo- tage standard infléchit la trajectoire par exemple de 2a, attendre que la; position en roulis de l'engin corresponde à l'écart entre la trajec- toire et l'objectif avant d'appliquer l'impulsion de correction standard. Pendant le processus de correction, l'engin est mis sous une incidence a(angle entre la direction de vol et l'axe longitudinal) qui peut dépasser 100, Conformément au programme, l'impulsion de correction est appliquée indépendamment de la position momentanée de l'objectif et - * 13- -2626664 celle de l'engin. A l'issue de la correction la direction de vol. du moment 27 coincide à nouveau avec l'axe longitudinal de l'engin 23 et le processus de correction peut être répété en partant de -la nouvelle posi- tion 29 de l'objecdif.iL A partir de la mesure de l'écart angulaire entre la trajectoire - et l'ob- jectif avant - et après correction (Y, etY2) on détermine la vitesse angulaire relative de l'objectif qui est nécessaire pbur définir l'angle de correction-but. Le calcul de la position angulaire relative de l'objectif pendant un processus de correction se fait d'après la formule suivante: AyZ = Y2 (Y1 - Yk) (1 + Xk/X) dans laquelle Xk représente le trajet (par exemple deux longueurs de pendulation) rnécessaire pour effectuer une correction et X la distance -à l'objectif. Aussi!ongtemps que l'engin ne se trouve pas au voisinage de l'objectif (par exemple à une distance égale ou supérieure à 10 longueurs de pendulation) il n'est pas nécessaire de connaître la distance séparant l'engin de l'objectif. A l'aide de la durée constante. nécessaire pour effectuer une correction, on détermine alors la vitesse angulaire relative de l'objectif. La figure 5 représente le procédé de guidage par faisceau directeur dans lequel l'angle ail entre un faisceau directeur 30 et la ligne 31 qui relie le point de lancement 32 à l'engin 33 est petit. d'après le princi- pe, c'est-aà-dire de l'ordre du milliradian. En mesurant, entre deux corrections, à I'aide de moyens optoélectroniques classiques installées à bord de l'engin, -'angle arF entre la direction d'illumination 3l- et l'axe du projectile 34, cet angle peut, en première approximation être - considéré comme.équivalent à celui formé par la direction de vol 35 et le faisceau directeur 30. Alors que, dans les procédés classiques, cette grandeur n'est obtenuequ'après filtrage et dérivation de il'angle d'écart, ces opérations deviennent superflues dans la version proposée, puisqu'après correction la direction de vol 35 coïncide avec l'axe longitudinal 34 de l'engin 33. REVEND ICATIO NS 1. Procédé de correction de la trajectoire d'un engin stabilisé par empen- nage, volant de préférence à vitesse élevée, possédant une fréquence transversale propre, prédéfinie, constante ou variable, qui consiste à appliquer à l'engin au-moins une force de correction, caractérisée par le fait que - cette force.de correction est appliquée sous forme d'impulslon, - cette force de correction engendre un moment, adapté à la fréquence propre de manière à exciter cellie-ci suffisamment pour que l'engin se mette en incidence par rapport à sa direction de vol, et - cette force de correction est accordée à la fréquence propre de sorte qu'aprôs son application, l'oscillation indulte' se trouve complètement annulée.. :15 2.:Procédé conforme à la revendication 1, caractérisé par le fait qu'au moins une seconde force de correction sous torme d'impuision, de sens inverse, est appliquée à I'engin, et est accordée à sa fréquence propre de sorte à l'annuler complétement. 3. Procédé conforme à l'une des revendications I od 2.- caractrisé par le fait que le processus de correction est répété plusieurs fois. 4. Procédé conforme à l'une des revendications 1 à 3, caractérisé par le, fait qu'on applique successivement plusieurs forces de correction de sorte 2$ - obtenir une inflexion prédéfinie de la trajectoire ou une mise en incidence prédétflnlle de l'engin. 5. Procédé conforme à l'une des revendications 1 à 4. l'engin effectuant un mouvement de roulis, caractérisé par le fait que la durée de l'oscil- lation propre, induite et annulée sous l'effct d(les forces de correction, est inférieure au temps nécessaire à l'engin pour effectuer un mouvement de roulis de 180{. 6. Procédé conforme à l'unje des revendications I à 5, caractérisé par le 3$ fait que les propriétés en vol de l'engin sont maintenues constantes dans la mesure du possible par l'application de forces supplémentaires, Induites soit par un propulseur de croisière. soit par le déploiement d'ailettes ou d'autres artifices de ce genre. 7. Procédé conforme à l'une des revendications 1 à 6, caractérisé - par le fait que la durée de l'oscillation propre - induite et annulée équivaut à une demie période. 8. Engin pour i'application du procédé conforme à aui-foltns une des reven- dications 1 à 7, comportant un dispositif pour appliquer une force de correction transversale par rapport à la direction de vol, l'engin étant conçu de préférence pour effectuer un mouvement de roulis, caractérisé par le fait que le point d'application de la force de correction se trou- ve situé en avant du centre de gravité (12). 9. Engin conforme à la revendication 8, caractérisé par le fait que le dispositif pour appliquer la force de correction est constitué par un propulseur (15) qui engendre une force suivant unp. direction radiale par rapport à l'axe longitudinal dP l'erigin (16; 23; 3). 10. Engin conforme à lune des revendications 8 ou 9. conçu de manière à présenter une asymétrie du point de vue aérodynamique, -caractérisé par le fait que le dispositif (15)- pour appliquer la force de correction est placé de sorte que cette force soit engendrée stti/ael la direction du moment de tangage minimal. 11. Engin conforme à l'une des revendications 8 à 10. caractérisé par le fait qu'il est équipé d'un propulseur de croisière ou d'allettes déploya- 2 bles pour réduire la variation des conditions définissant le comportement en vol. 12. Engin conforme à l'une des revendications 8 a 11, comportant en outre un dispositif pour déterminer la direction de vol, dont l'axe coïncide avec cette direction, caractérisé par le [ait que cet axe est toujours parallèle ou coaxial a l'axe longitudinal de l'engin (16; 23; 35).