Brevet FR2652640A1 — publié le 19910405

Les avions de combat modernes sont, de nos jours, dotés de deux types de systèmes d'armes, les engins guidés, de type missiles air-sol, généralement propulsés et les engins non guidés et non propulsés, plus communément appelés projectiles, tels que les bombes lisses par exemple. En ce qui concerne les engins de type missiles, la précision de guidage inertiel de ces derniers est donnée par la bonne connaissance, pour le système de guidage, des conditions initiales du lancement. Les systèmes de guidage correspondants doivent, en conséquence, être soumis à des procédures d'alignement complexes, et les missiles précités nécessitent la mise en oeuvre d'un matériel complexe de télétransmission de données entre le missile et le porteur, afin d'assurer le transfert des paramètres dynamiques du porteur vers le missile, et, si nécessaire, leur correction. Les engins guidés précités sont donc en principe, en raison des coûts importants des matériels nécessaires à leur mise en oeuvre, réservés à des missions stratégiques, car ils sont ainsi susceptibles d'être largués à des distances importantes de la cible à atteindre, plusieurs dizaines de kilomètres. En ce qui concerne par contre les engins de type projectiles, ces derniers, lancés en balistique atmosphérique sur leur trajectoire vers la cible, ne peuvent prétendre atteindre des portées supérieures à 9 km environ, la portée normale étant de l'ordre de 5 km. En effet, ainsi que représenté schématiquement en figure 1, selon les techniques de combat pour ce type de projectile, le porteur volant en rase-motte se dirige vers la cible, le cap du porteur et du projectile étant maintenu vers celle-ci. Dès atteinte de la portée maximale indiquée, le pilote du porteur effectue une ressource. Le largage du projectile intervient dès que le porteur a atteint les conditions initiales requises, le projectile poursuit sa trajectoire vers la cible en balistique atmosphérique, selon les lois correspondantes parfaitement connues, compte tenu des conditions initiales précitées. Ce type de projectile est donc réservé aux missions tactiques en combat rapproché. Toutefois, les moyens de détection électromagnétiques actuels sont de plus en plus performants et les attaques en vol en rase-motte deviennent dangereuses, la précision des moyens de riposte, tels que les missiles sol-air, étant elle-même de plus en plus grande, ce qui, bien entendu, permet d'augmenter la distance de confiance d'atteinte des porteurs précités. La présente invention a pour objet essentiel la mise en oeuvre d'un procédé de guidage d'un projectile balistique et de projectiles balistiques guidés et propulsés aéroportés, dits projectiles intermédiaires, pour lesquels la portée, par rapport aux projectiles classiques précités, est augmentée de 40 % à 50 % dans des conditions comparables de précision d'impact sur la cible, ce qui permet d'augmenter en conséquence les conditions de sécurité du porteur de tels projectiles intermédiaires. Un autre objet de la présente invention est la mise en oeuvre d'un procédé de guidage d'un projectile balistique et d'un projectile balistique aéroporté, guidé et propulsé pour lesquels les opérations habituellement nécessaires aux missiles de type air-sol sont supprimées. Un autre objet de la présente invention est enfin la mise en oeuvre d'un procédé de guidage d'un projectile balistique et d'un projectile balistique aéroporté guidé et propulsé notoirement simplifié par rapport aux missiles classiques de type air-sol afin, notamment, de diminuer les coûts de mise en oeuvre et de fabrication correspondants. Le procédé de guidage autonome vers une cible d'un projectile balistique aéroporté propulsé et animé d'une vitesse initiale, le projectile balistique, étant muni d'un système de navigation inertielle et de pilotage à centrale inertielle, est remarquable en ce qu'il consiste à associer au système de navigation et de pilotage, à partir de l'instant de largage du projectile balistique, un référentiel de départ non gravitationnel, ce référentiel de départ étant soumis à une loi de déplacement en balistique libre par rapport à un référentiel gravitationnel arbitraire lié à la cible. La loi de déplacement du projectile balistique est alors asservie à une loi de déplacement déterminée par rapport à la loi de déplacement en balistique libre du référentiel de départ et par rapport à ce même référentiel de départ pour constituer, pour le projectile balistique précité, une loi de déplacement en balistique guidée. Le système de guidage autonome vers une cible d'un projectile balistique aéroporté et propulsé animé d'une vitesse initiale selon l'invention, ce système, comportant un système de navigation comprenant une centrale inertielle et des circuits actionneurs des organes de direction du projectile balistique, est remarquable en ce qu'il comporte en outre des moyens de détection de l'instant de largage du projectile balistique délivrant dès le largage de ce dernier un signal de référence de temps et des moyens d'initialisation recevant ledit signal de référence de temps et permettant de délivrer à ladite centrale inertielle un signal d'initialisation pour constituer un référentiel de départ non gravitationnel; des moyens sont prévus permettant d'effectuer un asservissement de la loi de déplacement du projectile balistique à une loi de déplacement déterminée par rapport à la loi de déplacement en balistique libre du référentiel de départ et par rapport à ce même référentiel de départ pour constituer pour le projectile balistique une loi de déplacement en balistique guidée. L'invention sera mieux comprise à la lecture de la description et à l'observation des dessins dans lesquels outre la figure 1, relative à l'art antérieur, 25. la figure 2a représente un schéma illustratif de la mise en oeuvre du procédé objet de l'invention, la figure 2b représente un schéma illustratif de la mise en oeuvre du procédé objet de l'invention dans une variante selon laquelle le projectile balistique EB est soumis à une balistique guidée sur une partie de son trajet seulement, la figure 3 représente un schéma synoptique d'un système de guidage d'un projectile balistique aéroporté propulsé conformément au procédé objet de la présente invention. Une description plus détaillée du procédé de guidage autonome vers une cible d'un projectile balistique aéroporté propulsé, animé d'une vitesse initiale conformément à l'objet de l'invention, sera donnée en liaison avec la figure 2a. Ainsi que décrit en liaison avec la figure l, le porteur, noté P, suit un trajet T dont le cap est dirigé vers une cible C'. Dès l'atteinte par le porteur P d'un point correspondant à la portée du projectile balistique EB en balistique guidé BG, ainsi que représenté en figure 2a, le pilote du porteur P effectue une ressource semblable à celle précédemment décrite en figure 1, le porteur P étant soumis à un vol ascensionnel sous incidence i de l'ordre de 45 . Bien entendu, le projectile balistique EB est ainsi animé d'une vitesse initiale, notée VO, et comporte un système de navigation et de pilotage comprenant une centrale inertielle. Conformément à une caractéristique avantageuse du procédé, objet de l'invention, dès l'atteinte d'une valeur de vitesse initiale VO pour un site convenable, le calculateur de bord du porteur P permet d'assurer immédiatement le largage du projectile balistique EB. Conformément à une caractéristique avantageuse du procédé, objet de l'invention, celui-ci consiste alors à associer au système de navigation et de pilotage du projectile balistique EB, à partir de l'instant de largage du projectile balistique précité, un référentiel de départ, noté RD, non gravitationnel. Pour les besoins de la représentation sur la figure 2a, on notera que l'instant de largage du projectile balistique est noté O et que, dès cet instant, est associé à l'ensemble constitué par le porteur P, la cible C' située au sol et le sol lui-même, un référentiel gravitationnel arbitraire, noté RG, dont les coordonnées sont représentées par Ox, Oy et Oz sur la figure 2a. Le référentiel gravitationnel précité peut ainsi arbitrairement comporter son origine au sol à la verticale du point de largage, le point de largage n'excédant pas en altitude par rapport au sol une centaine de mètres, l'axe Ox étant dirigé selon le cap du porteur P vers la cible C' et les axes Oy et Oz constituant un référentiel rectangulaire orthonormé par exemple. Selon une caractéristique du procédé objet de l'invention, le référentiel de départ RD non gravitationnel est soumis à une loi de déplacement en balistique libre, notée BL, par rapport au référentiel gravitationnel arbitraire RG lié à la cible C' précitée. Bien entendu, on comprendra que la loi de déplacement en balistique libre BL du référentiel de départ RD non gravitationnel est choisie de façon à correspondre au déplacement en balistique libre d'un projectile balistique fictif. Selon une autre caractéristique du procédé objet de l'inven- tion, celui-ci consiste alors à asservir la loi de déplacement du projectile balistique EB à une loi de déplacement déterminée par rapport à la loi de déplacement en balistique libre BL du référentiel de départ RD et par rapport à ce même référentiel de départ pour constituer pour le projectile balistique EB précité une loi de déplacement en balistique guidée BG. On comprendra ainsi que le procédé de guidage autonome vers une cible d'un projectile balistique aéroporté propulsé, objet de l'invention, permet d'assurer le guidage du projectile balistique précité vers son but par asservissement sur une loi prédéterminée de l'évolution de ce dernier en particulier de la position àS P de celui-ci dans le référentiel de départ RD. En fait, le procédé objet de la présente invention revient à imposer une balistique artificielle au projectile balistique précité. La loi prédéterminée d'évolution de position du projectile balistique sert alors de consigne pour l'asservissement de guidage, ce qui permet de maîtriser les conditions de lancement du projectile balistique EB par une relation VO = f (t P, Pd, Pb) Dans cette relation, Pd est la position de lancement et Pb est la position du but ou cible C'. Selon une autre caractéristique avantageuse du procédé de guidage objet de l'invention, le référentiel de départ RD est défini dès l'instant de largage, noté O, du projectile balistique EB par les composantes d'attitude du porteur P et, bien entendu, du projectile balistique EB, étant entendu qu'au moment du largage le projectile balistique et le porteur P précédemment liés mécaniquement occupent la même position ou attitude. Le référentiel RD est alors avantageusement défini, les composantes d'attitude du projectile balistique délivrées par la centrale inertielle étant initialisées à zéro pour définir le référentiel de départ. Ainsi, l'initialisation consiste à attribuer aux composantes d'attitude XD, YD, ZD du projectile balistique au moment du largage la valeur zero précitée, ainsi que par exemple une initialisation à zéro des paramètres de vitesse et de position. Selon une variante avantageuse du procédé objet de l'invention, le référentiel de départ RD peut être défini après une durée de retard I prédéterminée à compter de l'instant de largage O du projectile balistique EB, l'attitude du projectile balistique EB étant alors définie après quelques instants de déplacement ou vol non propulsé par calage sur l'axe aerodynamique du projectile balistique EB. Les composantes de vitesse du projectile balistique précité étant sensiblement égales à celles du porteur a l'instant de largage en l'absence de propulsion du projectile balistique précité, ces composantes de vitesse délivrées par la centrale inertielle équipant le projectile balistique sont alors initialisées à zéro pour définir le référentiel de départ RD. Par convention, les composantes de vitesse sont notées, lors de l'initialisation, XD = 0, YD = 0, ZD = 0. Bien entendu, l'initialisation peut également consister à initialiser à la valeur O les paramètres de position et d'attitude après le retard z précité. Selon une autre caractéristique avantageuse du procédé objet de l'invention, l'asservissement du projectile balistique EB à une loi de déplacement déterminée par rapport à la loi de déplacement en balistique libre BL du référentiel de départ RD et par rapport à ce même référentiel de départ peut être effectué par application comme grandeur de consigne d'une valeur de déplacement déterminée pour une ou plusieurs composantes dans le référentiel de départ RD. Le projectile balistique EB est ainsi soumis à une loi de déplacement selon une balistique guidée BG par rapport à la loi de déplacement théorique en balistique libre BL du référentiel de départ RD. Ainsi qu'on l'a représenté en figure 2a, le porteur P ayant acquis préalablement au largage du projectile balistique EB l'angle de cap de trajet T précédemment mentionné correspondant à celui de la cible C' à atteindre, la valeur de déplacement déterminée correspond à une valeur de déplacement O'C dont la direction est parallèle à la direction de l'axe du référentiel de départ orienté vers la cible C' dans la direction de cap du porteur P et dont l'amplitude O'C' correspond à la mesure de distance des points correspondants sur la trajectoire en balistique libre BL du référentiel du départ RD et sur la trajectoire du projectile balistique EB en trajectoire de balistique guidée BG. On comprendra ainsi qu'en raison de -la définition en mode relatif de la loi de déplacement du projectile balistique EB en balistique guidée BG par rapport à une même balistique libre BL, ainsi que représenté en figure 2a, pour atteindre le point C', il suffit donc de provoquer au cours du vol une consigne de déplacement O'C' ou loi de déplacement précitée, laquelle s'exprime simplement dans le trièdre de départ RD par les composantes O'C' = (O'C', O, 0) On voit ainsi qu'il est uniquement nécessaire de guider le projectile balistique selon la loi précitée. Une telle loi nécessite simplement la connaissance du référentiel de départ RD puis l'asservisse- ment des organes de commande de direction et de propulsion du projectile balistique EB sur la loi de déplacement précitée. Le calcul de la position absolue du projectile balistique peut s'exprimer de la manière ci-après, -4--5 --> soit: A a: accelération absolue. : champ de gravitation. A: accélération non gravitationnelle (mesurée par la centrale inertielle). soit: VO la vitesse initiale maîtrisée par le dispositif de lancement ou porteur. Le calcul de la vitesse du projectile balistique s'écrit V vo+ Xa dt = VO + At + t.d JO Jo Jo Le calcul de la position du projectile balistique s'écrit M MO + V dt = M +t r t + J t:] Pl + P. M zMO dtJO 0J ài LJJoP Le système de lancement ou porteur P peut donc calculer M car il connaît VO, et - P. En effet l P peut être connu a priori car ce paramètre est donné par le dispositif de guidage du projectile balistique EB. Le porteur peut donc, connaissant M ajuster VO. Pour guider un engin balistique propulsé et animé d'une vitesse initiale VO, il suffit donc de piloter dans les axes projectile uniquement sur des accélérations non gravitationnelles, donc sans références externes. Dans l'équation (C) a PI est calculé par le lanceur ou porteur, D.P est connu par le lanceur ou porteur et obtenu par le système de pilotage du projectile balistique. La loi de pilotage doit être optimisée pour minimiser les erreurs et faciliter la réalisation de l'asservissement, ainsi qu'il sera décrit ultérieurement dans la description, en particulier le choix de la consigne d'asservissement ^Cc = (cst, O,O) paraît très intéressant. Selon une première caractéristique avantageuse du procédé objet de l'invention, le projectile balistique EB est soumis à un déplacement en balistique guidée BG sensiblement sur la totalité de sa trajectoire de déplacement jusqu'à la cible C'. Le déplacement en balistique guidée BG pour l'engin balistique EB intervient ainsi soit lors de l'initialisation par remise à zéro des composantes de position ou d'attitude délivrées par la centrale inertielle du projectile à l'intant du largage O, soit après le retard: précité, ce retard Tpouvant au plus être pris égal à 1 seconde par exemple. Dans ces conditions, le déplacement du projectile balistique EB en balistique guidée BG est effectué, ainsi que représenté en figure 2a, sensiblement sur la totalité de la trajectoire de déplacement jusqu'à la cible C' précitée. Selon une autre caractéristique avantageuse du procédé objet de l'invention, le projectile balistique EB est soumis à un déplacement en balistique guidée BG sur une partie de sa trajectoire de déplacement jusqu'à la cible C'. On comprendra ainsi qu'après l'instant de largage O, tel que représenté sur la figure 2b, le projectile balistique EB est soumis en premier lieu, en l'absence de toute propulsion et de toute commande sur les organes de guidage, à un premier trajet en balistique atmosphérique ou libre BL, le référentiel de départ RD étant alors lié à un référentiel géométrique du projectile balistique EB, ce référentiel géométrique étant noté sur la figure 2b REB par exemple. En fin de trajet en balistique libre BL, le projectile balistique est ensuite soumis à une balistique guidée BG, le propulseur de l'engin balistique EB étant mis en fonctionnement à partir d'un instant prédéter- miné, à partir des valeurs de vitesse par exemple du projectile balistique dès la mise en fonctionnement de la propulsion, conformément aux procédures précédemment décrites dans la description dans le cas o le projectile balistique EB est soumis à une balistique guidée BG sur la totalité ou la quasi-totalité de son trajet de déplacement jusqu'à la cible C'. Une description plus détaillée d'un système de guidage autonome vers une cible d'un projectile balistique aéroporté propulsé, animé d'une vitesse initiale VO, sera donnée en liaison avec la figure 3. Conformément à la figure précitée, et ainsi que représenté sur celle-ci, le système selon l'invention comporte un système de navigation comprenant une centrale inertielle 1 et des circuits actionneurs 3 des organes de guidage et de propulsion du projectile balistique EB. Les circuits actionneurs 3 des organes de guidage et de propulsion du projectile balistique EB ne seront pas décrits. En effet, le projectile balistique EB peut, de manière classique, être muni de propulseurs à jet de gaz par exemple, les circuits actionneurs de ces propulseurs à jet de gaz utilisés soit pour la propulsion, soit pour le guidage du projectile balistique EB étant des circuits actionneurs de type classique. En tant que tel, ces circuits ne seront pas décrits. Ainsi qu'on l'a en outre représenté en figure 3, le système de guidage autonome, objet de l'invention, comporte en outre des moyens 2 d'asservissement de la loi de déplacement du projectile balistique EB à une loi de déplacement déterminée par rapport à la loi de déplacement en balistique libre BL du référentiel de départ RD et par rapport à ce référentiel de départ. I1 Le système de guidage, selon l'invention, comporte également des moyens 4 de détection de l'instant de largage O du projectile balistique délivrant dès l'instant de largage précité de celui-ci un signal de référence de temps, noté RT sur la figure 3. Des moyens d'initialisation reçoivent le signal de référence de temps RT et permettent de délivrer à la centrale inertielle 1 un signal d'initialisation pour constituer un référentiel de départ RD non gravita- tionnel. De manière classique, la centrale inertielle I peut être constituée par une centrale inertielle tri-axes délivrant notamment les composantes d'attitude du projectile balistique, noté 6RD, YRD, RD, ainsi que les composantes d'accélération du projectile balistique Y'RD, de vitesse du projectile balistique VRD et de position PRD du projectile balistique EB dans le référentiel de départ RD. Ce type de centrale inertielle ne sera pas décrit en détail car il correspond à un type de centrale inertielle classique connue de l'homme de l'art. Ainsi qu'on l'a en outre représenté en figure 3, les moyens 2 d'asservissement comportent un pilote automatique comprenant un dispositif 20 de changement d'axes recevant d'une part, les composantes d'attitude ORD, YRD et Il RD du projectile balistique EB par rapport au référentiel de départ RD et, d'autre part, les paramètres d'accélération RD, de vitesse VRD et de position PRD du projectile balistique par rapport au référentiel de départ RD. Le dispositif 20 de changement d'axes délivre les valeurs d'écarts de position du référentiel de départ RD et d'un référentiel REB lié au projectile balistique EB, tel que le référentiel géométrique précédem- ment mentionné dans la description. Le pilote automatique 2 comporte également des moyens régulateurs 21 recevant les valeurs d'écarts délivrées par le dispositif 20 de changement d'axes et délivre ensuite des ordres de commande aux circuits actionneurs 3 des organes de direction du projectile balistique. On comprendra ainsi que les moyens régulateurs 21, à partir des valeurs d'écarts délivrées par le dispositif 20 de changement d'axes, ces ecarts représentant les valeurs d'écarts des paramètres dynamiques du projectile balistique par rapport à la consigne de déplacement délivrée par un circuit 22 au système de changement d'axes 20, valeurs d'écarts exprimées par rapport au référentiel géométrique REB du projectile balistique EB, permettent de délivrer les ordres de commande aux circuits actionneurs 3, ces ordres de commande consistant en des paramètres de valeurs exprimés dans le référentiel géométrique REB lié au projectile balistique EB. On notera que le circuit générateur de consigne 22 délivre avantageusement la loi de consigne de déplacement précédemment exprimée dans la description par la relation B. On comprendra, bien sûr, en particulier que cette loi de consigne peut être délivrée à l'aide de circuits numériques par exemple, les valeurs numériques correspondantes étant ainsi superposees aux valeurs de position PRD reçues par le système de changement d'axes 20 au moyen de tout circuit sommateur correspondant. Bien entendu, et dans le cadre de l'application spécifique correspondant, la valeur du paramètre O'C' est déterminée de façon que la portée réelle du projectile balistique guidé conformément-à l'objet de la présente invention soit amenée de la valeur OC en balistique libre BL sur la figure 2a à la valeur OC', après augmentation de la valeur CC', conformément au procédé de guidage objet de la présente invention. Bien entendu, toute loi de consigne de déplacement différente peut être envisagée, mais les valeurs O'C' représentées en figure 2a ou 2b sont calculées, compte tenu de la vitesse initiale VO du porteur et du projectile balistique EB pour une incidence de q5 de ces derniers. Selon le mode de réalisation avantageux représenté en figure 3 du système de guidage, objet de l'invention, les moyens de détection de l'instant de largage O comportent avantageusement un interrupteur de largage 40 sensible au phénomène de largage proprement dit du projectile balistique par le porteur P. Cet interrupteur de largage peut être par exemple un interrupteur à actionnement magnétique, lequel, lors du largage, permet de fermer un circuit correspondant. En outre, les moyens de détection de l'instant de largage O comportent avantageusement un déclencheur rapide 41 permettant, sur commutation de l'interrupteur de largage 40, d'engendrer une impulsion constituant le signal de référence de temps RT précité. On comprendra ainsi que le déclencheur rapide 41 peut être une bascule de type bistable permettant, sur fermeture de l'interrupteur 40 par transition à un état stable, d'engendrer l'impulsion constituant le signal de référence de temps RT précité. En outre, ainsi que représenté également en figure 3, les moyens de détection de l'instant de largage O peuvent comporter une base de temps, notée 5, constituée par une horloge délivrant un signal d'horloge CLK à fréquence élevée, cette base de temps 5 étant suivie, connectée en cascade, par un moyen diviseur logique 6 dans un rapport n recevant le signal d'horloge CLK précité et permettant d'engendrer un signal retardé d'un retard déterminé z pour constituer un signal de référence retardé, noté RT( t). Ainsi qu'on l'a en outre représenté en figure 3, le signal de référence de temps RT est délivré à l'entrée de remise à zéro, notée RAZPRD, des composantes d'attitude du projectile balistique délivré par la centrale inertielle 1 pour définir ainsi le référentiel de départ RD dès l'instant de largage O du projectile balistique. De même, ainsi que représenté sur cette figure 3, le signal de référence de temps retardé RT(r) est délivré à l'entrée de remise à zéro, notée RAZPRD des composantes de vitesse du projectile balistique de la centrale inertielle 1 pour définir ainsi le référentiel de départ RD après une durée de retard - prédéterminée à compter de l'instant de largage du projectile balistique EB par rapport aux composantes instantanées de vitesse du projectile balistique sensiblement égales à celles du porteur à l'instant du largage O. Les signaux précités permettent alors d'effectuer l'une ou l'autre des initialisations par exemple. On a ainsi décrit un procédé et un système de guidage autonome vers une cible du projectile balistique aéroporté propulsé, animé d'une vitesse initiale, particulièrement intéressant dans la mesure o le procédé et le système précités ne nécessitent aucune référence extérieure au projectile balistique au cours de son déplacement. On constatera en effet que tous les paramètres utiles nécessaires au guidage du projectile balistique sont mesurables par la centrale inertielle placée à bord du projectile balistique EB. Bien entendu, le procédé et le système de guidage objets de l'invention peuvent être appliqués à tout type de projectiles dotés d'un dispositif de guidage et d'un pilote automatique en particulier sur les bombes propulsées. On notera alors que le système et le procédé objets de l'invention sont équivalents à un dispositif annulant la traînée du projectile balistique précité. Enfin, le procédé et le système objets de l'invention permettent d'accroître la portée réelle du projectile balistique de la quantité CC' sur les figures 2a et 2b, tout en utilisant le principe de lancement de projectiles balistiques non guidés et non propulsés pour lesquels la vitesse initiale VO est maîtrisée. REVENDICATIONS I. Procédé de guidage autonome vers une cible d'un projectile balistique (EB) aéroporté propulsé, animé d'une vitesse initiale (VO) et muni d'un système de navigation et de pilotage à centrale inertielle, caractérisé en en ce que ledit procédé consiste: - a associer au système de navigation et de pilotage, à partir de l'instant de largage dudit projectile balistique (EB) un référentiel de départ (RD) non gravitationnel, ledit référentiel de départ (RD) étant soumis à une loi de déplacement en balistique libre (BL) par rapport à un référentiel gravitationnel arbitraire (RG) lié à la cible, - à asservir la loi de déplacement dudit projectile balistique (EB) à une loi de déplacement déterminée par rapport à la loi de déplacement en balistique libre du référentiel de départ (RD) et par rapport à ce même référentiel de départ pour constituer, pour ledit projectile balistique (EB), une loi de déplacement en balistique guidée (BG). 2. Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce que ledit référentiel de départ (RD) est défini dès l'instant de largage (O) dudit projectile balistique (EB) par les composantes d'attitude du porteur (P) et du projectile balistique (EP), les composantes d'attitude dudit projectile balistique délivrées par ladite centrale inertielle étant initialisées à zéro pour définir ledit référentiel de départ (XO = O, YD = O, ZD = O), les composantes de vitesse et de position pouvant être également initialisées à la valeur zéro. 3. Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce que ledit référentiel de départ (RD) est défini après une durée de retard (t) prédéterminée à compter de l'instant de largage (O) dudit projectile balistique (EB), les composantes de vitesse dudit projectile balistique sensiblement égales à celles du porteur à l'instant de largage, étant initialisées à zéro pour définir ledit référentiel de départ (XD=O, YD=O, ZD=O), les composantes de position et d'attitude pouvant être initialisées à la valeur zéro après ce même retard z. 4. Procédé selon l'une des revendications 1 à 3, caractérisé en ce que l'asservissement dudit projectile balistique à une loi de déplace- ment déterminée par rapport à la loi de déplacement en balistique libre (BL) du référentiel de départ (RD) et par rapport à ce même référentiel de départ est effectué par application, comme grandeur de consigne, d'une valeur de déplacement déterminée pour une ou plusieurs composantes dans le référentiel de départ, ledit projectile balistique étant ainsi soumis à une loi de déplacement selon une balistique guidée (BG) par rapport à la loi de déplacement théorique en balistique libre (BL) dudit référentiel de départ (RD). 5. Procédé selon la revendication 4, caractérisé en ce que le porteur ayant acquis préalablement au largage dudit projectile balistique un angle de cap de trajet correspondant à celui de la cible à atteindre, ladite valeur de déplacement déterminée correspond à un vecteur déplacement (O'C') dont la direction est parallèle à la direction de l'axe du référentiel de départ orienté vers la cible (C') dans la direction de cap du porteur et dont l'amplitude | o'c'j correspond à la mesure de distance des points correspondants sur la trajectoire en balistique libre (BL) du référentiel de départ (RD) et sur la trajectoire du projectile balistique (EB) en trajectoire guidée (BG). 6. Procédé selon l'une des revendications précédentes, caractérisé en ce que le projectile balistique (EB) est soumis à un déplacement en balistique guidée (BG) sensiblement sur la totalité de sa trajectoire de déplacement jusqu'à la cible (C'). 7. Procédé selon l'une des revendications I à 5 précédentes, caractérisé en ce que le projectile balistique (EB) est soumis à un déplacement en balistique guidée (BG) sur une partie de sa trajectoire de déplacement jusqu'à la cible (C'). 8. Système de guidage autonome vers une cible d'un projectile balistique (EB) aéroporté propulsé animé d'une vitesse initiale (VO), ledit système comportant un système de navigation comprenant une centrale inertielle (1) et des circuits actionneurs (3) des organes de guidage dudit projectile balistique (EB), caractérisé en ce qu'il comporte en outre: - des moyens (2) d'asservissement de la loi de déplacement dudit projectile balistique (EB) à une loi de déplacement déterminée par rapport à la loi de déplacement en balistique libre (BL) du référentiel de départ (RD), et par rapport à ce même référentiel de départ, pour constituer pour ledit projectile balistique (EB) une loi de déplacement en balistique guidée (BG), - des moyens (4) de détection de l'instant de largage dudit projectile balistique délivrant dès l'instant le largage (O) dudit projectile balistique (EB) un signal de référence de temps (RT), - des moyens d'initialisation recevant ledit signal de référence de temps (RT) et permettant de délivrer à ladite centrale inertielle (1) un signal d'initialisation pour constituer un référentiel de départ (RD) non gravitationnel. 9. Système de guidage selon la revendication 8, caractérisé en ce que lesdits moyens (2) d'asservissement comportent un pilote automa- tique comprenant un dispositif (20) de changement d'axes recevant d'une part, les composantes d'attitude (eRD, 'RD, fRD) du projectile balistique (EB) par rapport audit référentiel de départ (RD) et, d'autre part, les paramètres d'accélération (/RD), de vitesse (VRD) et de position (PRD) dudit projectile balistique par rapport audit référentiel de départ (RD), ledit dispositif (20) de changement d'axes délivrant les valeurs écarts de position du référentiel de départ et d'un référentiel (REB) lié audit projectile balistique (EB), ledit pilote automatique (2) comportant en outre des moyens régulateurs (21) recevant lesdites valeurs d'écarts délivrées par ledit dispositif (20) de changement d'axes et délivrant des ordres de commande auxdits circuits actionneurs (3) des organes de direction du projectile balistique. 10. Système de guidage selon l'une des revendications 8 ou 9, caractérisé en ce que lesdits moyens de détection de l'instant de largage (O) comportent: - un interrupteur de largage (40) sensible au phénomène de largage proprement dit du projectile balistique par le porteur, - un déclencheur rapide (41) permettant, sur commutation dudit interrup- teur de largage, d'engendrer une impulsion constituant ledit signal de référence de temps. Il. Système selon l'une des revendications 8 à 10, caractérisé en ce qu'il comporte en outre: - une base de temps (5) délivrant un signal d'horloge (CLK), - un moyen diviseur logique (6) dans un rapport n recevant ledit signal d'horloge (CLK) et permettant d'engendrer un signal retardé d'un retard déterminé (Z) pour constituer un signal de référence de temps retardé. 12. Système selon la revendication 10, caractérisé en ce que ledit signal de référence de temps (RT) est délivré à l'entrée de remise à zéro (RAZ PRD) des composantes d'attitude du projectile balistique de la centrale inertielle (1) pour définir ainsi ledit référentiel de départ (RD) dès l'instant de largage (O) dudit projectile balistique (EB) par les composantes d'attitudes correspondantes du porteur et du projectile balistique (EB). 13. Système selon la revendication 11, caractérisé en ce que ledit signal de référence de temps retardé (RT(t:)) est délivré à l'entrée de remise à zéro (RAZ VRD) des composantes de vitesse du projectile balistique de la centrale inertielle (1) pour définir ainsi ledit référentiel de départ (RD) après une durée de retard ( Z) prédéterminée à compter de l'instant de largage dudit projectile balistique (EB) par rapport aux composantes instantanées de vitesse du projectile balistique sensiblement égales à celles du porteur à l'instant du largage.