Brevet FR2642515A1 — publié le 19900803

Procédé de défense antiaérienne La présente invention concerne un procédé de défense contre des objes volants au moyen de missiles antiaériens guidés. On connaît un tel procédé, par le brevet- US 4 171 818, en tant que procédé de radioguidage, pour intercepter des objets volants sous forme d'avions au moyen de missiles antiaériens sous la forme de fusées télécommandées. Si cependant la vitesse d'approche de l'objet volant à combattre de la station de télécommande fixe au sol Cet éventuellement la vitesse du missile antiaérien lui-même, donc la vitesse d'approche relative entre l'objet volant et le missile antiérien), est importante ou même très importante, on court le risque considérable qu'après une sortie, même seulement transitoire, de l'objet volant du faisceau des missiles (déjà relativement très rapprochés de l'objet volant) ne peuvent plus effectuer avec une trajectoire stable les manoeuvres directionnelles relativement dures nécessaires, pour toucher encore l'objet volant, même après redétection au moyen-du faisceau, donc que le missile antiaérien manque l'objet volant et donc l'action antiaérienne visée. Le risque d'un tel fonctionnement défectueux est d'autant plus grand que, pour des raisons de sécurité de la zone des cibles, l'obJet volant attaqué doit être intercepté et neutralisé à la distance de la cible la plus grande possible par le missile antiaérien, du fait qu'à une très grande distance, d'une part la probabilité que le missile antiaérien quitte la section du faisceau pour des raisons d'influences perturbatrices de l'environnement et ne puisse plus subir l'influence de la station au sol, est d'autant plus forte tandis que, d'autre part, à une grande distance de l'objet volant, l'ouverture inévitable du faisceau peut entraîner une section de faisceau suffisamment importante pour qu'un guidage de collision précis avec un objet volant par contre relativement petit se heurte à. des difficultés technologiques considérables. Enfin, il est, de façon générale, gênant qu'un missile antiaérien guidé au moyen d'un faisceau de guidage, puisse être mis hors combat avant l'action dans l'objet volant visé, lorsque l'obJet volant réussit à détériorer, encore après sa détection par le faisceau de guidage, sa source de rayonnement, et, par suite, à supprimer le danger constitué par le missile antiaérien qui se rapproche, ce pour quoi il existe en principe de bonnes perspectives, du fait que l'attaque de la station au sol peut aussi s'orienter sur le faisceau de guidage qu'elle sous-tend. Du fait qu'on ne peut en général, pour éviter une forte rotation du faisceau de guidage, guider un missile antiéarien que vers un objet volant déterminé, il existe donc un grand risque qu'au moins un objet d'un groupe d'objets volants attaquant en se groupant détruise la station d'émission du faisceau et qu'ensuite quelques autres objets volants au moins atteignent effectivement leur zone-objectif prévue. ICompte tenu de ces données, l'invention a pour objet de perfectionner un procédé du type indiqué, en garantissant avec une plus forte probabilité à une plus grande distance de la zone visée une action optimale du missile antiéarien sur l'objet volant attaquant, avant que celui-ci puisse attaquer la zone visée ou son environnement, en envisageant en particulier des conditions cinématiques telles qu'elles se présentent, lorsqu'on utilise, pour repousser les objets volants, plusieurs missiles antiéariens dont la vitesse est plusieurs fois supérieure à celle du son, envoyés contre les objets volants attaquants, qui, par exemple, se rapprochent d'une zone-obJectif avec une forte pente également à une vitesse égale à plusieurs fois celle du son (par exemple, avec une incidence presque verticale suivant une trajectoire balistique haute). Pour atteindre cet objectif, selon l'invention, on effectue, au moyen d'un calculateur de navigation, une détermination et une extrapolation de la trajectoire d'approche de l'objet volant, lorsque celui-ci est encore à une très grande distance de la zone-cible à protéger, le calculateur de navigation détermine un point de collision optimal dans l'espace et dans le temps pour un missile antiéarien pouvant être lancé à partir du voisinage de la zone visée, et, avant ce point de collision, un cône d'entrée d'angle aigu autour de la tangente à la trajectoire d'approche au point de collision et communique ces données, ainsi que des points de passage pour une trajectoire nominale à l'intérieur de la base de ce cône d'entrée à viser, au missile antiéarien, avant son lancement, on calcule à bord du missile antiéarien après le lancement, dans un calculateur de simulation, en accéléré (en tenant compte d'un modèle dynamique d'asservissement du missile, de la trajectoire nominale instantanément prescrite au pilote automatique auquel il est subordonnée, et d'informations de localisation qui sont obtenues à bord du missile antiéarien relativement à l'objet volant détecté par lui entre-temps), le point à coordonnées quadridimensionnelles antiaériens, à partir de l'environnement de la zone- cible & protéger (avec un déclenchement par un dispositif de transmission des informations S stationnaire) sur une trajectoire nominale qui rejoint ultérieurement cette trajectoire & peu près tangentiellement, en un point de collision idéal prédéterminé de la trajectoire d'approche de l'objet- cible devant être intercepté à une distance encore grande. Pour cela, cette trajectoire nominale est déterminée préalablement par la station au sol selon la dynamique du mouvement du missile antiaérien prédéterminée par construction et la trajectoire de déplacement mesurée ou extrapolée de l'objet volant qui se rapproche. Pendant l'approche vers l'objet volant, on simule (en particulier lorsqu'on peut déterminer à bord du missile antiaérien, sur la base d'une distance réduite, sa position relative par rapport à l'objet volant à intercepter, en tenant compte de ces données de déviation de cible obtenues actuellement à l'aide d'un modèle de projectile dynamique, la cinématique de la trajectoire nominale en accéléré, en navigation quadridimensionnelle (espace-temps), pour déterminer le point de collision effectivement prévisible selon les coordonées spatiales et l'instant, et constater l'écart par rapport au point de collision idéal. Lorsque l'écart entre le point de collision effectivement prévisible actuellement et le point de collision optimum prédéterminé est trop important pour l'effet de la tête d'attaque antiaérienne visé sur l'objet-cible, on révise le calcul du modèle accéléré (pendant la poursuite de l'approche du missile de l'objet et en tenant compte de son écart de gisement actuel) avec des paramètres de trajectoire modifiés pour cette simulation en accéléré, jusqu'à ce qu'on trouve des prescriptions de navigation promettant une optimisation suffisante de la collision prévisible en fonction des coordonnées d'espace et de temps. Ce n'est qu'alors qu'a lieu effectivement une correction correspondante 26 42515 de la trajectoire d'interception du missile antiaérien, de sorte que l'on évite Jusque là toute manoeuvre éventuellement inutile, qui ne fost que consommer du temps et de l'énergie de propulsion et pourraient entraîner éventuellement des données de parcours instables en raison des conditions de manoeuvres de cap finalement trop dures. Alors, il vient après la prévision d'impact, d'autres simulations de trajectoire en accéléré qui entraîne de nouveau, si nécessaire, des actions de guidage effectives, etc. Dans tous les cas, on obtient pour résultat une approche optimale du point de collision idéal, du fait que, dans le cas du calcul de simulation en accéléré avec les données de localisations actuelles, l'influence effective (antérieure> de toutes les perturbations de trajectoire non prédéterminables est également saisie, et peut donc encore être régulées. Pour la station au sol, qui doit seulement déclencher le lancement d'un missile antiaérien en prescrivant le point de collision idéal et le cours nominal quadridimensionnel préalable selon la cinématique d'approche de l'objet volant à repousser, on peut se référer à la technique du calculateur de données de cible dont un exemple typique est décrit dans la DE-A- 32 38 293. Le calculateur de simulation à fonctionnement itératif représente un pilote automatique (hiérarchiquement subordonné) qui détermine sur la base d'un modèle d'asservissement prédéterminé, du comportemennt du missile antiaérien sur son trajet, en tenant compte de la trajectoire nominale prédéterminée au lancement et de l'écart relatif de l'objet-volant déterminé ensuite en continu, par le procédé de l'accéléré, la trajectoire de déplacement, et par suite, le point de collision effectivement prévisible. Les grandeurs d'état posées pour un résultat de simulation opitmum sont alors prescrites au bloc de pilotage automatique en tant que valeurs de consigne. En ce qui concerne le fonctionnement d'un tel pilote automatique hiérarchiquement supérieur (qui doit parcourir, selon la présente invention, les valeurs prescrites quadridimensionnelles de la trajectoire selon le résultat de simulation optimisé), on peut également se référer à des technologies connues en tant que telles, cf, par exemple l'EP-OS-122 718. Dans le cas d'un objet volant se présentant très haut et avec une pente très raide, en particulier, les phénomènes de frottement atmosphériques entraînent un fort rayonnement thermique qui est favorable au fonctionnement d'un dispositif de poursuite à infrarouge passif du missile antiaérien, dont un exemple de réalisation préféré est décrit dans la demande de brevet allemand antérieure 34 35 634.7 de la Demanderesse. D'autres perfectionnements, variantes, caracté- ristiques et avantage de l'invention ressortiront de la description détaillée qui va suivre d'un exemple de ralisation préféré de l'invention, fortement simplifié, en se limitant à l'essentiel et représenté sur le dessin annexé dont: La figure l'représente en projection horizontale des trajectoires représentatives d'approche d'un missile antiaérien d'un point de collision optimum prédéterminé en quatre dimensions avec un objet-volant qui arrive; et La figure 2 représente, sous la forme d'un schéma-blocs simplifié, l'organigramme de guidage sur la trajectoire dans le missile antiaérien. Pour protéger une zone 11 constituant une cible potentielle contre des objets-volants offensifs 12, on érige dans l'environnement de la zonecible des emplacements de lancement 13 pour des missiles antiaériens 14 qui vont à la rencontre de l'obJet volant 12 en suivant le plus possible sa trajectoire d'approche 15 et doivent le détruire à la plus grande distance possible de la zone-cible 11 à un point de collision K, et il suffit, en pratique, d'une approche suffisante d'un point de collision théoriquement idéal K pour amorcer alors, au moyen d'une fusée détonatrice de proximité 16, par exemple une tête offensive à fragmentation 17 du missile antiaérien 14, pour détruire des composants fonctionnellement essentiels de l'objet volant 12 qui s'approche. Le fait qu'un objet volant dont on doit se garder 12, et qui s'approche, est déjà détecté, au moyen d'un poste radar 18 fixe au sol dans le cas présent (qui peut être installé à une légère distance de la zone-cible 11) , & une très grande distance & la zone-cible 11 et, par suite, & une distance qui est encore loin en-dehors de la portée de repérage d'un dispositif de poursuite 19 situé dans le missile 14. Un calculateur de navigation 20 placé au poste radar 18 ou coopérant, en tout cas, avec lui, détermine la trajectoire d'approche 15 de l'objet volant 12 à partir d'une série de points géométriques 21 et de vecteurs de déplacement 22 à une série d'instants t successifs (sur la figure 1, on a représenté seulement deux instants t5, t4 pour simplifier la représentation). Pour favoriser la puissance et la sécurité de fonctionnement du mécanisme de propulsion 23 du missile antiaérien 14, on renonce, de préférence, à une commande du mécanisme de propulsion (donc à agir sur la vitesse longitudinal du missile antiaérien 14 par une variation de poussée). Pour des raisons mécaniques, un tel missile antiaérien 14 ne peut effectuer n'importe quelles manoeuvres de cap, du fait qu'une superposition des forces d'accélération résultant de l'accélération initiale et de l'attraction terrestre avec les forces centrifuges apparaissant lors des changements de cap pourrait entraîner une contrainte exagérée des systèmes mécaniques et/ou des conditions de parcours instables. On peut donc déterminer par le calcul, en tenant compte de l'orientation initiale, en relation avec la trajectoire d'approche calculée 15 de l'obJet volant 12 à combattre, pour le missile antiaérien 14, une trajectoire nominale sur laquelle on est certain d'être encore suffisamment loin de l'apparition de valeurs- limites des forces d'accélération qui s'exercent, pour pouvoir encore effectuer, après le lancement, des corrections de cap, donc ne dépasser, au cours d'aucune phase de parcours du missile antiaérien 14, ses limites de contraintes déterminées par construction. En prescrivant une telle trajectoire nominale, on peut, en relation avec la trajectoire d'approche 15 extrapolée au moyen du calculateur de navigation 20 et en tenant compte de la puissance de propulsion, fonction du temps disponible, prédéterminer, par suite, un point de collition idéal K(tO), entre le missile antiaérien 14 et l'objet volant 12, par le calcul, en ce qui concerne ses coordonnées locales spatiales et l'instant tO à partir du début de la mission du missile antiaérien 14 (instant t3 sur la figure 1). Alors qu'une détermination par le calcul fermée d'un contour polygonal variable ininterrompu serait assez compliquée en ce qui concerne le calculateur de régulation de vol à installer à bord du missile antiaérien 14 (cf plus loin) et le temps de calcul dont il doit disposer, il suffit, dans le cadre du présent objectif, de définir la trajectoire nominale mentionnée en définissant une série de point de passage 24 relativement peu nombreux, à parcourir successivement au moyen du missile antiaérien 14 dans le système de coordonnées spatial, o des éléments de trajectoire linéaires approximatifs 25 se rencontrent. Dans le cas des données conformes à l'exemple représenté sur la figure 1, la trajectoire nominale prédéterminée d'abord au lancement, le long de laquelle le missile antiaérien 14 atteindrait le point de collision idéal K à l'instant tO, est ainsi représentée approximativement par la série de points de parcours 24 successifs ci- après Cet, par suite, les éléments de trajectoire approximatifs 25 qui les relient): 35. le premier élément de trajectoire approximatif (3-2) est déterminé par l'orientation de lancement, éventuellement variable, de la position initiale 13; le second élément de trajectoire approximatif qui suit immédiatement (2-1) sert à corriger le cap en direction d'un point de parcours 24 (tl) situé sur la trajectoire d'approche 4, avant le point de collision prévu K(tO); le troisième élément approximatif 25 (1-0) >, et, dans cet exemple, le dernier prédéterminé au début, est, avec les données idéales prédéterminées aux fins de simplification, identique à la tangente 26 déplacement 22 de l'obJet-cible 12). Les points de route situés avant dans le temps, c'est-à-dire les points de passage 24, sont seulement approchés transitoirement lors du parcours des éléments de trajectoire approximatifs 25, mais pas effectivement atteints. En effet, pour éviter des manoeuvres de changement de cap trop dures, on détermine, au moyen d'un bloc de pilotage automatique 27 à bord du missile antiaérien 14, chaque fois à temps avant d'atteindre un point de passage 24, un arc de transition 28 aérodynamiquement favorable, tangent aux deux éléments de trajectoire 25 qui se suivent ici et on s'en éloigne. A l'intérieur de ce bloc de pilotage 27 hiérarchiquement supérieur, réalisant la fonction d'un pilote automatique, un calculateur de simulation 29 est en outre formé à bord du missile antiaérien 14. Dès que le dispositif de poursuite 19 du missile antiaérien 14 capte (en raison d'un rapprochement suffisant d'un objet volant 12) ses paramètres cinématiques relativement à la position instantanée (par exemple au moyen d'un capteur à infrarouge passif), on calcule dans le calculateur de simulation 29 par le procédé d'accéléré, c'est-à-dire par simulation systémique accélérée, par exemple, mille fois dans le temps (en tenant compte du mouvement relatif instantané entre le missile antiaérien 14 et l'objet volant 12 à combattre, ainsi que des passages de parcours 24 prédéterminés de la trajectoire nominale), dans quelle mesure le rapprochement pouvant effectivement être obtenu dans les conditions données s'écarte dans l'espace et dans le temps du point de collision idéal K(tO), prédéterminé par le calcul. De tels écarts résultent, en particulier, des influences perturbatrices environnantes 30, comme les forces dues au vent qui provoquent un écart du mouvement effectif par rapport aux trajectoires obtenues par le calcul, mais également de manoeuvres éventuelles de l'objet volant 12 qui se rapprochent et d'irrégularités de poussée dans le fonctionnement du mécanisme de propulsion 23 du missile. Ces influences 30 comprennent donc aussi des écarts effectifs de l'objet 12 par rapport à une trajectoire balistique calculée 15 sur la base de retard non-linéaires qui résultent de fortes pertes dues au frottement de l'air. On ne peut cependant attendre un effet suffisant sur la cible de la tête offensive 17 du missile antiaérien 14 que lorsqu'il ne passe pas à une trop grande distance de l'objet volant 12 et avec un angle d'aspect trop important, donc lorsque le point d'entrée du mouvement du missile antiaérien 14 sur la trajectoire d'approche 15 (en sens opposé de celleci) se situe avant l'entrée de l'instant de collision optimum tO à travers la base d'un cône d'entrée d'angle aigu prédéterminé en tant que valeur-limite de guidage de trajectoire (que l'on appellera, dans la suite, pour des raisons de clarté, cône d'entrée 31), dont le sommet se trouve devant ou même, dans la mesure du possible, au point de collision K(tO) effectivement prévisible. En outre, la rpescription du cône d'entrée 31, donc de son angle d'ouverture, est également déterminée par l'angle de détection de cible que présente le dispositif de poursuite 19 monté à bord. Une prescription individuelle du cône instantanément favorable 31 est donc appropriée lors de l'introduction des données de trajectoire nominale 37 (figure 2). Pour simplifier la vue d'ensemble, on ne tient pas compte en plus, sur le dessin de la figure 1, d'un écart du point de collision effectif du point de collision idéal prédéterminé K(tO). Si la simulation en accéléré de la trajectoire actuelle du missile antiaérien 14 par rapport à la trajectoire d'approche effective -15, donc l'extrapolation des phases de mouvement alternatives, indique que le cône d'entrée 31 du missile antiaérien 14 pourrait être manqué, donc que le rapprochement (dans le temps et l'espace) de l'objet volant 12, nécessaire du point de vue de la technique des munitions, n'est pas garantie, on calcule d'abord, à bord du missile antiaérien 14, au cours de la simulation en accéléré, comment les conditions d'approche changeraient s'il se produisait des variations déterminées lors du parcours des éléments de trajectoire approximatifs 25 prédéterminés Jusque là. De telles variations résident en particulier dans la variation des rayons de courbure des arcs de transition 28 entre les éléments de trajectoire approximatifs 25 prédéterminés, mais aussi, le cas échéant, dans le décalage de points de passages 24 prédéterminés, à viser dans l'instant et dans le future (donc des variations de l'orientation géométrique des éléments de trajectoire approximatifs 25>. Le but de la simulation, c'est, malgré une poussée du mécanisme de propulsion-23 du missile qu'on ne peut influencer et le mouvement de l'objet volant 12 qu'on ne peut influencer, d'entrer d'abord, lors du résultat de la simulation, à l'instant favorable dans le cône d'entrée géométrique 31, pour se rapprocher le plus possible à un instant tO d'un point de collision K réel (décalé éventuellement géométriquement par rapport à l'hypothèse initiale). Les prescriptions d'état de vol d'un "bon" résultat de simulation sont alors prescrites en tant que valeurs de consigne réelles au bloc de pilotate 27, pour effectuer des corrections par rapport aux prescriptions (de trajectoire nominale) antérieures. Il est donc essentiel de simuler, à bord du missile antiaérien 14, en accéléré des écarts par rapport à la trajectoire nominale déterminée initialement dans le calculateur de navigation 20, tant que l'on a trouvé (en tenant compte des données d'approche réelles, qui ont été obtenues au moyen du dispositif de poursuite 19) des points de passage 24' et/ou des arcs de transition 28' encore extérieures qui promettent une entrée temporellement optimisée dans la base du cône d'entrée 31. Ce n'est qu'alors que le mouvement instantané du missile antiaérien 14 est effectivement influencé par un actionnement effectif de ses éléments de réglage 32, par exemple sous forme de gouvernes ou de tuyères de poussée transversale. Cela évite le risque d'écarts transitoirement défavorables de la trajectoire nominale prédéterminée, et par suite le risque de la nécessité de manoeuvres dures de changement de cap au cours de la phase finale de l'approche de l'objet volant 12. Comme exemple d'une telle mesure correctrice, on a esquissé sur la figure 1 un point de passage 24' (tl) fortement décalé en avant, mais qui, pour éviter des contraintes mécaniques trop importantes, est franchi avec un arc 28' (tl) correspondant à une transition très douce, pour entrer avec l'angle le plus aigu possible sur la tangente à la trajectoire 26 (tO) par le point de collision réel K(tO). Une variation par rapport à la trajectoire nominale aussi forte, telle qu'elle est représentée sur le dessin par l'élément de trajectoire approximatif 25' extrêmement décalé en rotation, n'est cependant nécessaire en pratique que lorsque le dispositif de poursuite 19 n'a pas encore capté l'obJet 12 à intercepter pour le guidage de collision en phase finale du missile antiaérien 14, au bout d'un certain temps de mission prédéterminé avec son angle d'ouverture relativement étroit. En effet, cela indique des retards extrêmes imprévus lors de l'entrée de l'objet 12 dans la zone d'interception, donc une trajectoire 15 beaucoup plus fortement incurvée (plus escarpée) qu'on avait pu le calculer d'avance à une grande distance de détection au sol. Le missile antiaérien 14 subit donc alors un décalage en direction de la trajectoire 15 attendue (ou même au-delà), dans l'attente que son dispositif de poursuite 19 vienne cependant encore, ensuite, lors d'une montée plus escarpée le long de l'arc 28', détecter l'objet 12. Dans l'exemple représenté sur la figure 1, on prévoit d'ajuster éventuellement la position initiale 13 au moyen d'une liaison informationnelle 33 et, dans tous les cas, de prescrire au missile antiaérien 14, juste avant son lancement, sa trajectoire nominale préliminaire, donc les points de passage optimaux 24 par rapport à la courbe d'approche extrapolée par le calculateur de navigation externe 20. En principe, on peut prévoir en plus une transmission d'informations sans fil au missile antiaérien 14 lancé, pour ne pas avoir à détecter les composantes cinématiques de l'approche relative réelle entre l'obJet volant 12 et le missile antiaérien 14 seulement avec les moyens de bord du dispositif de poursuite 19, mais pouvoir disposer également, en ce qui concerne cela, plus rapidement, d'une plus grande quantité d'informations pour la simulation de trajectoire accélérée Cet la variation de la trajectoire nominale prédéterminée qui en découle). En tout cas, le bloc de pilotage de bord 27 comporte, non seulement le dispositif de poursuite 19 (de préférence, à fonctionnement passif) (figure 2), mais également les transmetteurs d'informations 34 et capteurs 35 usuels (tels que des accélérométres, des gyroscopes et des dispositifs de chronométrage de temps de mission) pour détecter le comportement dynamique du missile antiaérien 14 réel et pour des grandeurs perturbatrices dont on doit tenir compte en technique de réglage, qui se basent sur les influences environnantes 30, pour pouvoir déterminer au moyen du calculateur de simulation 29 fonctionnant de façon temporellement discrète, donc en mode d'échantil- lonnage, en accéléré, de façon itérative, les valeurs de consigne optimisées pour la fonction fonctionnel- lement prioritaire du bloc de pilotage 27, qui remplacent au cours de la mission, comme données de correction 36, les données nominales 37 extrapolées initialement, à l'instant de lancement t3, pour l'activation des éléments de réglage 32. Comme résultat, à n'importe quel instant actuel sur la trajectoire d'approche (25-28), tous les écarts (mesurés) de la trajectoire nominale déterminée initialement, ainsi (si elles sont connues par d'autres mesures de la trajectoire d'approche 15 de l'objet- cible 12), que des variations du point de collision K(tO), d'abord par adaptation de la trajectoire nominale encore future en tenant compte de limites physiques et de conditions finales définies (en particulier du temps de parcours prescrit), et non équilibrées, par exemple, par compensation permanente des perturbations, par rapport à une trajectoire prescrite déterminée une seule fois. Revendications 1. Procédé de défense contre des objets volants au moyen de missiles antiaériens guidés, caractérisé en ce qu'on effectue, au moyen d'un calculateur de navigation, une détermination et une extrapolation de la trajectoire d'approche de l'objet volant, lorsque celui-ci est encore à une très grande distance de la zone-cible à protéger, le calculateur de navigation détermine un point de collision optimum dans l'espace et dans le temps pour un missile antiaérien pouvant être lancé à partir du voisinage de la zone visée, et, avant ce point de collision, un cône d'entrée à angle aigu autour de la tangente à la trajectoire d'approche au point de collision et communique ces données, ainsi que des points de passage pour une trajectoire nominale à l'intérieur de la base de ce cône d'entrée à viser, au missile antiaérien, avant son lancement, on calcule à bord du missile antiaérien après le lancement, dans un calculateur de simulation, en accéléré (en tenant compte d'un modèle dynamique d'asservissement du missile, de-la trajectoire nominale instantanément prescrite au pilote autonmatiuqe auquel il est subordonné, et d'informations de localisation qui sont obtenues à bord du missile antiaérien relativement à l'obJet volant détecté par lui entre- temps, le point de coordonnées quadridimensionnelles (dans l'espace et le temps) du rapprochement le plus fort de l'obJet volant à intercepter effectivement prévisible à partir des données cinématiques actuelles, on répète de façon itérative ce calcul en tenant compte des données de positions relatives actuelles par rapport à l'obJet volant à intercepter, jusqu'à ce qu'on puisse attendre, avec les données de trajectoire modifiées, une approche effective suffisante de l'objet volant, dans une orientation- relative définie du missile antiaérien, on modifie alors sur le pilote automatique les prescriptions de guidage pour la trajectoire nominale initialement prédéterminée et modifiée, selon ces données de trajectoire corrigées, et l'on répète le calcul itératif initial en accéléré des données de collision effectivement prévisibles avec les données de trajectoire modifiées et les informations de localisation relatives actuelles, pour adapter encore une fois, si nécessaire, les prescriptions du pilote automatique. 2. Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce qu'on prescrit les informations s'écartant des grandeurs d'état de parcours de la trajectoire nominale prédéterminée pour le résultat optimum du calcul itératif selon un modèle discret en accéléré, à un bloc de pilotage constituant un pilote automatique hiérarchiquement prioritaire en tant que nouvelles valeurs de consigne de route. 3. Procédé selon la revendication 1 ou 2, caractérisé ce qu'il est prévu un missile antiaérien sans réglage de puissance de propulsion, les critères temporels de la navigation quadridimensionnelle étant influencés au moyen d'arcs de transition raccourcis ou allongés entre des éléments de trajectoire approximatifs définis par des points de passage. 4. Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce qu'on n'intervient sur l'activation momentanée des éléments de réglage du missile que lorsque le calcul selon le modèle itératif en accéléré a donné des arcs de transition et/ou des points de passage pour une approche de l'obJet volant effectivement prévisible améliorée. 5. Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que la trajectoire nominale est prédéterminée de façon que les manoeuvres de changement de cap prévisibles le long des arcs de transition restent dans les limites des contraintes d'accélération maximales prédéterminées du missile antiaérien. 6. Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce qu'un 17 - décalage des dernières phases de la trajectoire nominale prédéterminée est produite dans le sens d'un écart physiquement possible de l'objet volant de sa trajectoire d'approche calculée à l'avance, lorsqu'à bord du missile antiaérien, l'objet volant n'a pas encore été détecté au moyen de son dispositif de poursuite au bout d'un temps de mission prédéterminé suivant la trajectoire nominale. 7. Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce qu'au point de la trajectoire correspondant à la distance de rapprochement minimale de l'objet volant, ou lorsqu'une distance - minimale prédéterminée est franchie par valeurs inférieures, une tête offensive à fragmentation du missile antiaérien est amorcée.