Brevet FR2640365A1 — publié le 19900615

- 1 - 2540365 La présente invention concerne un système de désignation d'objectif par laser installé en majeure partie dans une nacelle sous avion. L'invention est relative plus particulièrement à un dispositif d'alignement équipant le système. Dans ces systèmes une cible.est désignée au moyen d'un faisceau lumineux directif procuré-de préférence par un illuminateur laser; d'o d'autres appellations telles que: système de poursuite automatique par illuminateur laser ou système de conduite de tir par illuminateur laser. Suivant encore d'autres appellations le terme anglo-saxon "pod" sertra désigner le-système ainsi que 1.'-élément fuselé, nacelle ou fuseau,-logé extérieurement à l'avion porteur. Une première génération de systèmes aéroportés d'illumination laser a nécessité des appareils biplace avec un pilote et un opérateur pour faire fonctionner le système et effectuer une pour- suite manuelle. Cette formule n'est pas compatible avec les appareils monoplace d'assaut et d'appui aérien dont est dotée l'armée de l'air pour'répondre à des besoins tactiques notamment l'attaque directe & basse altitude et à grande vitesse. Aussi une seconde génération de systèmes de désignation d'objectif par laser a suivi comportant une poursuite automatique; après désignatcion de 1 objectif à une caméra de télévision, ou infrarouge, associée à un système de poursuite, le pointage du faisceau laser sur la cible est maintenu automatiquement sans intervention du pilote, quelles que soient les'évolutions de l'avion. Monté dans une nacelle adaptable à de nombreux types d'appareils, le système peut ainsi être mis en oeuvre à partir d'un avion monoplace isolé contrairement aux systèmes antérieurs exigeant un opérateur à bord ou un second avion pour-la désignation d'objectif par laser. Le système.permet le guidage de missiles tels des autodirecteurs laser passifs, de-roquettes, de bombes.- - Suivant un mode connu de réalisation, le système comporte un télémètreilluminateur laser à impulsions codées avec stabilisation du faisceau qui reste pointé sur la cible par une caméra de télévision - 2 - 2640365 avec poursuite automatique. Un dispositif placé à l'avant de la nacelle stabilise la ligne de visée commune à la caméra de télévision et à l'émission laser et permet de l'orienter. L'image du paysage est réfléchie par un miroir stabilisé vers la caméra de télévision à travers un cheminement optique à focale variable. L'image de télévisim est visualisée dans le cockpit; les signaux vidéo sont traités par les écartomètres de la poursuite automatique. L'illumination laser est réfléchie par un miroir dichroique placé dans le cheminement optique pour qu'elle sorte parallèle à la ligne de visée optique correspondant à la prise d'image du paysage par la caméra de télévision. Le miroir stabilisé sert à découpler la ligne de visée des vibrations de structure et permet de l'orienter, la stabilisation est produite par une plate-forme gyroscopique lacet/tangage, l'orientation est réalisée par la rotation en roulis de la partie avant conjuguée avec des mouvements en site et en gisement du miroir par un dispositif à cardans. Le système de poursuite télévision fonctionne sur deux modes, un premier mode servant à stabiliser l'image sur la zone d'objectif et à-la désigner, et un deuxième mode pour fonctionner en poursuite automatique. Le premier mode correspond à la phase d'acquisition de cible ou désignation i le second mode peut être produit en utilisant la technique de corrélation de zone ou encore, selon un procédé d'analyse de contraste vidéo. En fonctionnant dans le proche infrarouge, la caméra fournit un contraste renforcé permettant des détections et des passages à des distances supérieures à celles possible dans le spectre visuel. La cible à atteindre est prédésignée à la poursuite télévision par un dispositif situé dans l'avion et pouvant consister en un radar ou un système de navigation, ou un viseur (viseur de casque, colli- mateur de pilotage). La prédésignation consiste à asservir la direc- tion de visée de la nacelle à la direction avion-cible en sorte que l'image TV vue par le pilote comporte la cible. Le montage mécanique de la nacelle sous l'avion porteur assure un parallélisme des trièdres correspondants avec une précision limitée. On entend par trièdre des axes cartésiens X, Y, Z convention- nels. Ceci étant, avec en plus des déformations mécaniques, il en résulte un décalage entre l'axe de visée de la nacelle et la direction - 3 - 2640365 avion-cible qui peut dépasser les tolérances permises pour assurer le bon fonctionnement du système. Il est donc nécessaire d'y remédier en procédant à une harmonisation, c'est-à-dire à un alignement des axes de visée, par l'introduction de paramètres de correction en site et en gisement. La réalisation d'un dispositif d'alignement procédant par traitement analogique conduit à un matériel complexe et de précision faible. Suivant l'invention, il est conçu un dispositif d'alignement relativement simple, de grande précision et de grande souplesse- d'emploi, procédant par un traitement numérique; le dispositif permet l'harmonisation en vol ou au sol, en mode recherche ou prédésignation ou en mode poursuite automatique, avec une précision atteignant aisément quelque milliradians. Suivant une caractéristique de l'invention, le système de désignation d'objectif par laser comporte, dans un avion porteur, un dispositif de prédésignation d'objectif délivrant des signaux représentatifs du dépointage angulaire de la ligne de visée avion par rapport à une direction déterminée d'un trièdre cartésien de référence lié à l'avion et un moniteur de visualisation, et dans une nacelle, des moyens d'acquisition et de poursuite automa- tique groupant un illuminateur laser et une caméra de prise de vue disposées en sorte que l'axe de l'émission laser coincide avec l'axe de réception de la caméra, un dispositif d'orientation de la ligne de visée de la nacelle correspondant à la direction commune d'émission et de réception, un circuit de traitement vidéo et de mesure d'écartométrie des signaux délivrés par la caméra transmis également au moniteur, des circuits d'asservissement alimentés par des signaux d'erreur d'écartométrie et alimentant le dispositif d'orientation lequel délivre des signaux représentatif du dépointage angulaire de la ligne de visée de la nacelle par rapport à une direction déterminée d'un trièdre cartésien de réfé- rence lié à la nacelle, caractérisé en ce qu'il comporte un dispositif d'alignement selon la même direction des lignes de visée avion et nacelle groupant, un dispositif générateur de signaux de correction commandé manuellement dans l'avion, des - 4 - 2640365 circuits d'intégration des signaux de correction, des circuits de conversion analogique numérique des signaux de dépointage avion et nacelle et des signaux de correction intégrés, un calculateur spécialisé recevant les données correspondant à ces signaux après conversion et élaborant des données d'erreur d'alignement, des circuit de conversion numérique-analogique des données d'erreur en signaux analogiques, et des circuits de commutation de liaisons entre circuits selon le mode de fonctionnement recherche-ou poursuite sélectionné, le calculateur comportant, une mémoire non volatile o10 pour le stockage des données de correction, des circuits opérateurs effectuant des rotations de vecteurs des données de dépointage d'ul trièdre considéré et des circuits de comparaison des données traitées par rotation avec les données de dépointage de l'autre- trièdre pour produire les données d'erreur d'alignement, les signaux d'erreur d'alignement correspondant étant appliqués aux circuits d'asservissement de la nacelle dans le mode recherche et à des circuits d'asservissement correspondant du dispositif de prédésigna- tion dans le mode poursuite, en sorte d'asservir la ligne de visée nacelle à celle de l'avion en recherche et l'asservissement inverse en poursuite. Les particularités et avantages de l'invention apparaîtront dans la description qui suit donnée à titre d'exemple à l'aide des figures annexées qui représentent: - les figures 1, P et 4, des schémas relatifs au problème posé et à la procédure d'alignement; - la figure 3, un diagramme simplifié d'un système de désigna- tion d'objectif par laser conforme à l'invention; et - les figures 5 et 6, des diagrammes relatifs à la réalisation du calculateur utilisé dans le dispositif d'alignement équipant le système selon la figure 3. Le système de désignation d'objectif est situé en majeure partie dans une nacelle ou pod P solidaire de l'avion porteur A. Sur la figure 1 ces éléments ont été séparés pour faciliter la représen- tation des trièdres de référence respectifs désignés par XA YA ZA pour l'avion A et XP YP ZP pour la nacelle P. De manière convention- nelle, une harmonisation de précision limitée est effectuée lors de - 2640365 l'installation de la nacelle par réglage et blocage des fixations mécaniques, il est effectué également un contrôle de verticalité de la tête de la nacelle dit harmonisation en roulis. Les axes XA et XP correspondent respectivement aux axes longitudinaux des éléments Aet P. La direction LVA représente la ligne de visée avion déterminée par le dispositif de prédésignation situé dans l'avion, dans le cas d'un viseur optique par exemple, cette ligne est matérialisée pour le pilote par l'image R collimatée d'un réticule. Un réglage préalable effectué au sol permet de faire coincider la direction LVA avec une direction longitudinale de référence pour indiquer un dépointage angulaire nul par le dispositif. La direction de référence est connue par rapport à l'axe XA et voisine de celui-ci et est celle présentée par l'avion dans des conditions déterminées de vol horizontal; pour simplifier l'exposé on considérera l'axe XA comme direction de référence. La direction LVP représente la ligne de visée de la nacelle, c'est-à-dire la direction commune d'émission laser et de réception de la caméra de prise de vue. Cette direction est matérialisée pour le pilote par une mire M sur un moniteur de visualisation installe à bord. De même que précédemment un calage initial de la direction LVP coïncidant avec l'axe longitudinal XP corresponu à un dépointage nul mesuré par des dispositifs senseurs correspondants, tels des résolvers. Le décalage angulaire/ entre les directions de visée LVA et LVP résulte du défaut de parallélisme résiduel des trièdres ainsi que des décalages angulaires résiduels des lignes de visée -A la suite des réglages précités. Le dispositif d'alignement est déterminé en sorte d'annuler le décalage: en procédant par un traitement numérique dans un calculateur spécialisé. Le traitement consiste à comparer les cosinus directeurs des directions de visée LVA et LVP en introduisant des corrections correspondant A des rotations de vecteur jusqu'à compensation du décalage. La procédure d'alignement peut être effectuée au sol ou en vol, en utilisant le mode de fonctionnement recherche ou le mode - 6 - 2640365 poursuite automatique. Les figures 2a à 2d illustrent la procédure. En mode recherche ou mode de prédésignation d'objectif, le réticule R qui représente la ligne de visée LVA est amené en coïncidence avec une cible C c'est-à-dire la ligne avioncible comme représenté sur la figure 2a correspondant à une configuration de viseur optique. Par suite du décalage résiduel précité, la même cible C détectée par la caméra et vue par le pilote sur le moniteur peut se trouver insuffisamment centrée dans l'image visualisée et est décalée par rapport à l'axe de visée LVP de la nacelle matérialisé par la mire M comme représenté à titre d'exemple sur la figure 2b. L'opérateur commande alors l'introduction de données correctrices pour faire modifier par l'intermédiaire du dispositif d'alignement la direction LVP jusqu'à l'obtention d'une image centrée représentée sur la figure 2c. Durant la phase de prédésignation, l'axe de visée nacelle LVP est asservi à la position du réticule, c'est-à-dire à l'axe de visée avion LVA. Après alignement l'opérateur peut passer au mode de fonctionnement poursuite automatique et vérifier que la configuration figure 2a donnée par le viseur reste inchangée, dans ce mode le réticule R est asservi via le dispositif d'alignement à la direction LVP de la nacelle. La procédure d'alignement peut tout aussi bien être réalisée en mode poursuite, en considérant au départ une cible C suffisamment centrée pour permettre l'acquisition et la poursuite automatique par les circuits correspondant disposés dans la nacelle. L'image dans le moniteur est alors donnée par la figure 2c et le décalage se traduit au niveau du viseur par un décalage correspondant entre la cible C et le réticule R comme indiqué sur la figure 2d. L'intro- duction de données correctrices par l'opérateur permet de former la coincidence selon la figure 2a et obtenir l'alignement des axes LVA et LVP. Après la procédure d'alignement le système peut être utilisé en opération avec la précision voulue pour désigner un objectif illuminé par le laser. Une fonction supplémentaire est réalisée par le dispositif d'alignement, il s'agit de la fonction recalage illustrée par la figure - 7 - 2640365 2e. Il peut se faire que la ligne de visée LVP de la nacelle désigne un faux but Cl au lieu du but réel C envisagé. Cette configuration est possible notamment dans les systèmes de poursuite automatique procédant par contraste vidéo o l'environnement immédiat de la cible joue un r8le important. Le pilote est à même de se rendre compte de cet état de chose par la visualisation de bord et y remédier en commandant l'introduction de données correctrices pour ramener la coïncidence des lignes de visée sur la vraie cible C. Un exemple de réalisation du dispositif d'alignement est décrit ci-après à l'aides des figures 3, 5 et 6.- Sur le diagramme général de la figure 3 on été représentés en outre les moyens essentiels du système de désignation d'objectif en distinguant leur situation dans la partie avion A et dans la partie nacelle P. Le dispositif de prédésignation 1, élabore. des signaux représentatifs du dépointage angulaire o(fig. 4) entre la ligne de visée LVA et la direction de référence XA, c'est-à-dire du dépointage de la cible après calage du marqueur R sur celle-ci. On considère par exemple un collimateur de pilotage qui délivre deux signaux S1 et S2 représentant les paramètres site et gisement du réticule R désignés par les angles e et respectivement sur la figure 4. Les signaux S1 et S2 correspondent aux coordonnées yA et zA du réti- cule c'est-à-dire aux valeurs sin Wet sin e (figure 2a). Il y a lieu de considérer que les trièdres de référence avion et viseur ont été harmonisés au préalable par un réglage conventionnel effectué lors de l'installation du viseur à bord. Dans la nacelle P, une caméra de prise de vue 2, par exemple une caméra de télévision ou une caméra infra-rouge, alimente un ensemble électronique de traitement et d'écartométrie 3 qui délivre des signaux représentatifs du dépointage angulaire de la cible par rapport à la direction LVP en mode poursuite. Les signaux peuvent consister en deux signaux d'erreur S3 et S4 en site et en gisement de la cible et alimentent des asservissements correspondant 4 pour contrôler l'orientation et stabiliser l'axe de visée LVP pointé sur la cible prédésignée. Le dispositif électro-mécanique 5 commandé par les asservissements 4 comporte un montage à la cardan pour - 8 - 2640365 l'orientation en site et en gisement d'un miroir selon les deux axes correspondant et des appareils synchros, par exemple des résolvers, pour produire des signaux S5 et S6 représentant le site et le gisement de la direction LVP par rapport au trièdre de la nacelle. Un miroir dichroique 6 interposé sur le trajet optique permet l'émission laser à partir d'un illuminateur 7 selon la direction commune à celle de réception de la caméra 2. Le signal vidéo délivré par la caméra 2 est appliqué dans l'avion au moniteur de visualisation 8 pour observation de l'image o10 correspondante par le pilote. Le dispositif d'alignement comporte un dispositif de commande dans l'avion et un calculateur spécialisé 11 dans la nacelle. Le dispositif de commande 10 permet d'élaborer les données correctrice: il est avantageusement constitué par un manche de commande 12 manoeuvre par le pilote selon deux directions droite-gauche et avant-arrière et par deux potentiomètres Rl, R2 dont les curseurs sont solidaires du manche. En position médiane, repos, les signaux S7, S8 délivrées par les curseurs sous forme de tensions sont nulles; par manoeuvre du manche ces signaux ont une amplitude fonction du déplacement du curseur et leur signe est fonction du sens de déplacement droite ou gauche, avant ou arrière, à partir de la position repos. Les signau: de correction S7, S8 sont transmis, à travers un commutateur 13 manoeuvré à la fermeture par le pilote, à des circuits intégrateurs correspondant 14 et 15 qui peuvent être situés dans la nacelle. Les sorties respectives S9 et S10 représentent la somme des différentes corrections résultant des différents déplacements produits sur le manche par le pilote. Les valeurs intégrées sont transmises au - calculateur spécialisé 11 o elles sont emmagasinées dans une mémoire non volatile 16, c'est-à-dire une mémoire qui conserve l'information stockée en cas de coupure d'alimentation. Les déplacements du manche 12 selon la direction droite-gauche modifient la position du curseur du potentiomètre Rl et permettent d'élaborer des signaux S7 de correction, par exemple, pour la valeur gisement. De même, les déplacements selon la direction avant-arrière entraînent le curseur du potentiomètre R2 et produisent des signaux S8 de correction en site. Les valeurs produites successivement - 9 - 2640365 sont sommées respectivement en 14 et 15 jusqu'à obtention par l'intermédiaire de la boucle d'asservissement correspondante des valeurs YI et 91el nécessaires à la coincidence des axes de visée; (cible C coïncidante avec le réticule R et le centre ae la mire M.). Le calculateur 11 élabore à partir des signaux SI1 et S2 du viseur, S5 et S6 du dispositif d'orientation 5 et des signaux de correction intégrés S9 et S10, des signaux d'alignement sous forme de signaux d'erreur Sll et S12 destinés aux asservissements 4 pour asserv: la ligne de visée nacelle LVP au réticule R lorsque le fonctionnement c lieu en mode recherche. En mode poursuite il élabore des signaux de consigne S13 et S14 destinés à des circuits ou asservissements non figurés, situés dans le dispositif de prédésignation l,pour asservir la ligne de visée avion LVA à celle LVP de la nacelle. Le pilote disposé d'une commande 17 sous forme d'un commutateur pour sélection- ner les modes recherche ou poursuite et commander des dispositifs de commutation correspondant dans les circuits de calcul, ainsi qu'au niveau des asservissements nacelle ou viseur comme représenté pour les asservissements 4 par un commutateur 18 à l'entrée. La figure 5 représente un diagramme fonctionnel du calculateur 11; il est entendu que la conception pratique du calculateur pourra être différente et s'inspirer de structures conventionnelles de calculateurs avec mémoire, programmation, unité de calcul, adressage etc... Les circuits convertisseurs 20 et 21 effectuent la conversion analogique-numérique des signaux incidents S1, S2 S5, $6, S9 et SO10 et la conversion inverse pour les signaux d'alignement Sll à S14. Les circuits 22 et 23 effectuent une transformation des signaux incidents en signaux représentant les cosinus directeurs de la ligne de visée dans le trièdre correspondant. Par exemple, dans le cas des signaux S1, S2 le circuit 22 délivre les valeurs xA, yA et zA, correspondant aux composantes du vecteur unitaire, selon la direction de visée LVA (fig.4). Ces coordonnées sont liées aux écarts angulairesyet e par les relations: v - z=zA cosS cos e t g-ltgV tg l+tg2 cos 2e et entre elles par la relation: x + 2A+ 2A = 1. Ilen rsute et entre elles par la relation x A + 'A+z = 1. 1l en résulte A A A - 10 - 2640365 diverses réalisations possibles des circuits opérateurs 22 et 23. Les valeurs S17 et S18 stockées dans la mémoire non volatile 16 correspondent en fin d'alignement, par actions successives de l'opérateur sur le manche 12, aux corrections finales l et el désirées. Le circuit 24 produit les rotations de vecteur nécessaires. Le fonctionnement est représenté en mode recherche sur la figure 5 ainsi que sur la figure 6 relative au circuit 24 comportant deux opérateurs 25 et 26. Le circuit 25 produit la conversion: xl = xA cost+ yA siniP, yl -xA sin + yA cosAV, zl = zA inchangé, correspondant à une rotationjtautour de l'axe ZA, la valeurAW étant celle présentée par le signal S17 à l'instant considéré. De même, le circuit 26 produit la conversion: xlP = xl cosit zl sinà, ylP = yl inchan4-, zlP= xl sin e t zl cos t e, correspondant à une rotationA e autour de l'axe YA, la valeurs e étant celle du signal S18 à l'instant considéré. Les coordonnées xlP, ylP, zlP sont comparées à celles présentées par l'axe de visée LVP pour produire, après conversion de'données,les signaux analogiques de: reur Sil, S12. La comparaison peut s'effectuer avec les signaux xP,yP,zi résultant de la transformation des signaux S5 et S6, suivie d'une con- version en deux signaux d'erreur site et gisement,-ou comme représenté, par une transformation préalable dans un circuit 27 en deux signaux S15 et S16 comparés ensuite dans un circuit 28.Le signal d'erreur-S2l corre: pond à la différence présentée entre les signaux S15 et S5 et le signal S22 à la différence entre S16 et S6. En fin d'alignement, c'est-à-dire lorsque la mire M et la cible sont centrés, les valeurs mémorisées S17 et S18 représentent les valeurs de consigne assurant l'alignement automatique des axes de visée avion et nacelle dès la mise sous tension de l'équipement. Le circuit 29 correspond au circuit 27 et est utilisé dans le mode poursuite o l'asservissement est inversé, s'effectuant de la nacelle vers le viseur. Les circuits de commutation 31 à 34 permettent d'inverser les connexions en fonction du mode poursuite - 11 - 2640365 ou recherche utilisé, ils sont commandés par le sélecteur de mode 17 (fig. 3). Les données de consigne S19, S20 délivrées par le circuit 29 en mode poursuite, sont converties en signaux analogiques S13 et S14 et transmis à des circuits 30 dans le dispositif de prédésignation pour y être traitées et produire l'asservissement du réticule à la lecture de la ligne de visée de la nacelle. Les circuits 30 sont conçus selon des techniques connues en fonction du type de dispositif de prédésignation utilisé dans le système. La structure représentée sur la figure 5 peut être en partie située dans l'avion, en particulier le circuit convertisseur et le circuit de transformation 22. Ainsi les signaux transmis par un circuit d'interface avion-nacelle sont de nature numérique. Le dispositif de prédésignation 1, dans le cas d'un radar par exemple, peut fournir directement les signaux xA, yA, zA. Par ailleurs, il y a lieu de considérer que les circuits de traitement et d'écartométrie 3 peuvent comporter également un calculateur qui peut être aménagé et utilisé moyennant une program- mation appropriée pour effectuer les opérations successives remplies par le calculateur de la figure 5. Dans ce concept, le dispositif d'alignement se trouve pratiquement réduit aux éléments , 14, 15 et 16; les autres circuits du calculateur spécialisé ll étant inclus dans le calculateur d'écartométrle. Il n'a pas été tenu compte dans le système décrit d'une compensation d'erreur d'harmonisation en roulis étant donné que dans la pratique le contrôle de verticalité préalable de la tête de la nacelle peut être effectué mécaniquement avec une précision suffisante permettant de faire abstraction de ce paramètre supplémer taire. Le contrôle de verticalité consiste à amener au sol le plan Zp, Xp selon la verticale avion ZA. Si l'on désire néanmoins tenir compte de ce paramètre des signaux correspondants devront être fournis par une centrale de verticale dans l'avion et un senseur dans la nacelle, et le calculateur 11, en particulier le circuit 24, sera aménagé pour introduire une rotation de vecteur complémentaire. Le système de désignation d'objectif décrit s'applique notamment à réaliser un système de conduite de tir air-sol. - 12 - 2640365 RE V E N D I C A T IONS 1. Système de désignation d'objectif par laser du type comportant, dans un avion porteur, un dispositif de prédésignation d'objectif délivrant des signaux représentatifs du dépointage angulaire de la ligne de visée avion par rapport à une direction déterminée d'un trièdre cartésien de référence lié à l'avion, et un moniteur de visualisation, et dans une nacelle, des moyens d'acquisition et de poursuite automatique groupant un illuminateur laser et une caméra de prise de vue disposes en sorte que l'axe de l'émission laser coïncide avec l'axe de réception de la caméra, un dispositif d'orientation de la ligne de visée de la nacelle corres- pondant à la direction commune d'émission et de réception, un circui de traitement vidéo et de mesure d écartométrie des signaux délivrés par la caméra transmis également au moniteur, des circuits d'asser- vissement alimentés par des signaux d'erreur d'écartométrie et ali- mentant le dispositif d'orientation lequel délivre des signaux représentatifs du dépointage-angulaire de la ligne de vis6e de la nacelle par rapport à une direction déterminée d'un trièdre cartésiE de référence lié à la nacelle, caractérisé en ce qu'il comporte un dispositif d'alignement directionnel des lignes de visée avion (LVA! et nacelle (LVP) groupant, un dispositif générateur (10) de signaux de correcton (S7, S8) commandé manuellement (12-13) dans l'avion, des circuits d'intégration (14-15) des signaux de correction, des moyens de sélection par commutation (17; 18, 31 à 34) de circuit du mode de fonctionnement recherche ou poursuite sélectionné, et un calculateur spécialisé (11) traitant les signaux de dépointage avion (Sl, S2) et nacelle (S5, S6) et les signaux de correction intégrés (S9, S10) après conversion en données numériques dans des circuits de conversion analogique-numérique (20-21), pour élaborer des données d'alignement formant, après conversion inverse, en mode recherche, des signaux d'erreur d'alignement (Sll, S12) destinés aux circuits d'asservissement (4) de la nacelle, et un mode poursuite, des signaux de consigne (S13, S14) destinés au dispositif de prédésignation (1), en sorte d'asservir la ligne de visée nacelle (LVP) à celle de l'avion (LVA) en recherche et produire l'asservissement inverse en poursuite, le calculateur comportant une mémoire non volatile (16) pour mémoriser les données - 13 - 2640365 de correction, des circuits opérateurs (24) effectuant à partir des données de correction emmagasinées (S17, S18) des rotations de vecteurs des données de dépointage (xA, yA, zA- xP, yP, zP) relatives à un trièdre considéré selon le mode de fonctionnement sélectionné, les circuits opérateurs délivrant des données d'aligne- ment correspondant en mode poursuite aux données de consigne (S19, S20), et en mode recherche, ces donnrmées d'alignement (S15, S16) sont appliqués à un circuit de comparaison (S8) recevant par ailleurs les données de dépointage nacelle pour former les données d'erreur d'alignement (S21, 822). 2. Système selon la revendication 1, caractérisé en ce que le dispositif générateur (10) de signaux de correction comporte-, un manche (12) déplaçable manuellement selon deux directions orthogonal et entraînant dans chaque direction un curseur de potentiomètre (Ri, R2), les tensions prélevées aux bornes des curseurs constituant les signaux de correction (S7, S8),et un commutateur (12) commandé manuellement pour transmettre ces signaux aux circuits d'intégratior un signal correspondant à une correction en site et l'autre en gisement. 3. Système selon l'une quelconque des revendications 1 ou 2, caractérisé en ce que les signaux de dépointage sont au nombre de deux représentant respectivement les dépointages angulaires en site et en gisement de la ligne de visée considérée dans le trièdre de référence correspondant, le calculateur (11) comportant des circuits de transformation (22-23) de ces signaux en cosinus directeurs dans le trièdre correspondant. 4. Système selon l'ensemble des revendications 2 et 3, carac térisé en ce que les circuits opérateurs (24) comportent, en série, un premier circuit (25) produisant une rotation de vecteur correspor dant a une correction en gisement (dl) déterminée par la donnée (S1 de correction gisement stockée dans la mémoire non volatile et un deuxième circuit (26) produisant une rotation de vecteur correspon- dant à une correction en site (te) déterminé par la donnée (S18) de correction site stockée dans cette mémoire, le premier circuit recevant sous forme de cosinus directeurs, les données de dépointagê avion (xA, yA, zA) en mode recherche et celle de dépointage nacelle - 14 - - 14 -2640365 (xP, yP, zP) en mode poursuite, le deuxième circuit délivrant sous forme de cosinus directeurs des données de dépointage traitées par rotation et qui sont transmises vers des circuits de comparaison correspondants (28-30). 5. Système selon la revendication 4, caractérisé en ce que les données de dépointage traitées par rotation sont transmises par l'intermédiaire d'un circuit de transformation (27-29) en deux signaux de dépointage en site et en gisement (S19, S20 - S15,S1 aux circuits de comparaison correspondants pour délivrer un signal d'erreur gisement (S13, Sll) et un signal d'erreur site (S14, -S12) après conversion, la comparaison s'effectuant par différence avec les données de dépointage en site et en gisement de la nacelle en mode recherche et avec celles de l'avion en mode poursuite.' 6. Système de conduite de tir air-sol comportant un système de désignation d'objectif selon l'une quelconque des revendications 1 à 5.