Brevet FR2694638A1 — publié le 19940211

Procédé et dispositif de compensation de mouvement d'images à ouverture synthétique au moyen d'un système de référence ligne de vol/position L'invention concerne un procédé et un dispositif de compensation de mouvement d'images SAR au moyen d'un système de référence ligne de vol/position. Un système radar à ouverture synthétique (SAR) embarqué à bord d'un avion réalisé par la déposante fonctionne dans les bandes L, C et X Ces systèmes radars sont utilisés pour former une image de la surface du sol le long du parcours suivi par le vol L'antenne est alors dirigée perpendiculairement à la direction du vol et en oblique vers le bas, comme montré schématiquement à la figure 8 On obtient comme résultat une carte du sol dont les points d'image représentent la réflectivité radar des objets sur le sol. En général, on prévoit pour le traitement d'une image radar des conditions de vol idéales, c'est-à-dire que la ligne de vol, la position et la vitesse vers l'avant sont considérées comme constantes. Mais ce n'est pas le cas dans la pratique car l'avion est dévié de sa ligne de vol nominale par des turbulences et sa vitesse d'avancement varie également Des différences de l'altitude de vol et latéralement par rapport à la direction du vol ont pour conséquence une variation de la distance en oblique entre l'antenne et une cible au sol éclairée et ont un effet sur la variation de phase d'un signal rétrodiffusé Du fait des variations de la vitesse vers l'avant, il est en outre impossible d'effectuer une exploration équidistante de la bande de terrain éclairée Les erreurs de mouvement ont en outre une influence négative sur la compression azimutale et conduisent à une dégradation de la qualité des images radar traitées, ce qui a pour conséquence des distorsions géométriques, une dégradation de la résolution et une diminution du contraste. On connaît divers procédés pour la compensation de mouvement. Quand il s'agit d'une compensation de mouvement avec un système maître/esclave, on utilise deux systèmes de navigation inertielle (INS), le système esclave étant monté à proximité de l'antenne et lé système maître le plus souvent dans le nez de l'avion Le système esclave est utilisé pour des mesures stables de courte durée alors que des mesures stables de longue durée sont effectuées au moyen du système maître; les deux mesures sont ensuite combinées logiquement par l'intermédiaire d'un filtre dit de Kalman. L'inconvénient d'une compensation de mouvement au moyen d'un système maître/esclave INS est que le système esclave doit être de constitution simple et, comme déjà indiqué, ne peut être utilisé seul que pour des mesures de courte durée Pour les mesures de longue durée, des erreurs de détection provoquent une dérive dans le calcul de position Le système esclave doit donc être soutenu par un système maître stable sur une longue durée, mais qui est cependant en général un composant d'un système de navigation d'avion et se trouve, comme indiqué précédemment, dans le nez de l'avion. De ce fait, on a normalement un long bras de levier entre le système INS et un centre de phase de l'antenne, qui doit être compensé par calcul Quand le bras de levier est très long, les exigences imposées à la capacité de résolution angulaire du capteur inertiel sont très élevées et ne peuvent être obtenues par aucun système INS. Le système maître INS seul ne peut donc être utilisé qu'avec une précision limitée pour la compensation de mouvement; simultanément, le calcul du filtre de Kalman pour soutenir le système esclave INS est très compliqué et exige en outre des logiciels et un matériel importants. L'utilisation de systèmes de positionnement global (systèmes GPS) pour la compensation de mouvement permet une détermination précise de la position et de la vitesse Un système GPS différentiel pour une compensation de mouvement convient en principe tout particulièrement L'inconvénient du procédé de compensation de mouvement avec un tel système GPS est cependant qu'il doit s'appuyer sur une station au sol De ce fait, d'une part les coûts de fonctionnement sont très élevés et d'autre part il faut s'attendre à des limites pour le choix du domaine d'application Sans station au sol, les données de mouvement GPS ne sont cependant pas suffisamment précises. Dans un procédé 'autofocus' pour la compensation de mouvement, on évalue des données radar brutes et normalement on ne les utilise que pour évaluer la vitesse vers l'avant du porteur Le procédé "autofocus" exige cependant des calculs très compliqués et pose de ce fait des exigences très élevées en ce qui concerne le matériel pour des systèmes en temps réel En outre, la largeur de bande et la précision du procédé "autofocus' ne sont pas- très élevées et la compensation de l'erreur de vitesse ne suffit plus à elle seule, quand il y a de fortes erreurs de mouvement, pour produire une image de bonne qualité. Quand il s'agit d'une compensation de mouvement au moyen d'une méthode dite de décalage de réflectivité, on évalue le spectre azimutal des données radar brutes; on peut ainsi déterminer la vitesse vers l'avant et une erreur de phase Grâce à ces informations, on effectue ensuite la compensation de mouvement Les calculs sont également très compliqués avec la méthode de décalage de réflectivité. De ce fait, ce procédé ne peut être utilisé en temps réel qu'avec une calculatrice fonctionnant en parallèle En outre, la largeur de bande est limitée et la séparation entre information de vitesse et information de phase pose des problèmes quand il y a des mouvements perturbateurs importants. Un but de l'invention est donc, pour améliorer la qualité de l'image, de proposer un procédé et un dispositif de compensation de mouvement d'images SAR dans lesquels on peut corriger, à partir de données de mesure d'un système de référence ligne de vol/position, des erreurs de phase et régler une fréquence de répétition des impulsions. Selon l'invention, ce but est atteint avec un procédé de compensation de mouvement d'images SAR au moyen d'un système de référence ligne de vol/position, caractérisé en ce que on choisit comme direction de vol de consigne un angle de route géographique moyen ( r T) qui est réglé pendant un vol de mesure, on fait tourner l'accélération (ax'(t)) d'un angle de dérive ('I^D) en direction d'une ligne de vol de consigne, ce qui permet d'obtenir une accélération (ax'(t), on calcule la vitesse (vxo'(t)) dans la direction de vol de consigne à partir de la vitesse au- dessus du sol (v G(t"), la vitesse au-dessus du sol (v G(t)) étant projetée sur la direction de vol de consigne lors d'une déviation de celle-ci; on calcule une modification de la vitesse relative (vx'(t") dans la direction de vol de consigne par une intégration de l'accélération dans la direction de vol de consigne (ax'(t)), en calculant, avant et après l'intégration, le même terme du signal et de ce fait la vitesse vers l'avant absolue (vx(t)) par addition d'une vitesse vers l'avant moyenne et constante (vxo(t)) et de la vitesse (vx'(t)) dans la direction de consigne; on calcule une modification relative de position horizontale (py(t)) transversale à l'axe longitudinal de l'avion par une double intégration de l'accélération horizontale (ay'(t)) transversalement à l'axe longitudinal de l'avion, en soustrayant avant et après chaque intégration le même terme du signal; on calcule une modification relative de position verticale (pz'(t)) par une double intégration de l'accélération verticale (az(t), en soustrayant, avant et après chaque intégration, le même terme du signal et on calcule la position verticale absolue (pz(t)) par addition d'une altitude de vol moyenne constante au-dessus du sol avec la position verticale (pz'(t)), et on calcule une distance en oblique réelle de l'avion par rapport à une bande de terrain éclairée (Ri'(t)) pour chaque fenêtre de distance, d'une manière qui peut être connue en soi. Dans le procédé de l'invention, on utilise, pour effectuer une compensation de mouvement les données de sortie d'un système de référence ligne de vol/position, qui est monté aussi près que possible du centre de phase de l'antenne de réception Le système de référence ligne de vol/position utilisé selon l'invention ne travaille pas en fonctionnement maître-esclave avec un autre système INS, mais est muni, comme cela est habituel avec les systèmes inertiels, de données de cap magnétique (Magnetic Heading), ou de vitesse vraie du vent (True Air Speed), de baromètre et de DME/VOR On peut ainsi calculer avec une grande précision les données de navigation Les paramètres de compensation de mouvement proprement dits sont calculés à partir des données de la navigation à l'aide du procédé de traitement de signaux selon l'invention ou d'un dispositif pour la mise en oeuvre du procédé Ce procédé fonctionne avec des algorithmes rapides et le dispositif pour la mise en oeuvre du procédé peut être réalisé avec des logiciels et des matériels relativement peu coûteux. Un fonctionnement maître/esclave est cependant possible sans avoir à modifier la structure du procédé utilisé Pour le soutenir, on peut mettre en mémoire la vitesse par rapport au sol ainsi que l'altitude du vol sans un filtrage de Kalman; dans ce cas, il est également sans importance de savoir par quels détecteurs sont fournies les données. Comme on n'utilise qu'un système inertiel, le procédé selon l'invention peut être mis en oeuvre de façon sensiblement plus économique par comparaison avec un procédé INS à maitre/esclave, être réalisé avec des logiciels et des matériels de coût réduit et de ce fait être beaucoup moins susceptible de pannes Par comparaison avec un système esclave non soutenu, la précision sur une longue durée est sensiblement plus élevée Par rapport au système maître, qui constitue habituellement un composant d'un système de navigation d'avion, le dispositif pour la mise en oeuvre du procédé selon l'invention a pour avantage qu'il peut être monté à proximité de l'antenne de réception. En outre, il n'est pas nécessaire de disposer, avec le procédé de l'invention, de la puissance totale d'un système maître INS Quand il s'agit d'une compensation de mouvement avec un système SAR, la capacité d'un système de référence ligne de vol/position suffit, système avec lequel, contrairement à un système maître INS, il n'est nécessaire de calculer aucune position en degré de longitude et de latitude Pour une précision comparable, l'utilisation d'un système de référence ligne de vol/position est sensiblement plus économique. Si le système de référence ligne de vol/position prévu selon l'invention est utilisé sans données de soutien VOR/DME, on peut obtenir un mode de fonctionnement totalement autarcique Cependant, le système de référence ligne de vol/position n'est plus à même de calculer la vitesse par rapport au sol et l'angle de dérive Mais les deux peuvent être rendus disponibles par la méthode de décalage de la réflectivité (DE 39 22 428) Le dispositif pour la mise en oeuvre du procédé de l'invention est de ce fait indépendant des stations au sol GPS et/ou VOR/DME, ainsi que des conditions de réception pour des satellites GPS. Avantageusement et contrairement au procédé à "autofocus", la position ainsi que la vitesse sont déterminées avec une largeur de bande et une précision élevées Comme déjà indiqué, le procédé de traitement de signaux selon l'invention fonctionne avec des algorithmes relativement simples mais rapides qui sont faciles à réaliser et en outre n'exigent pas de calculs importants. Contrairement à, la méthode de décalage de réflectivité, les calculs nécessaires avec le procédé de l'invention et le dispositif pour sa mise en oeuvre sont considérablement réduits et il en résulte en outre que les besoins en logiciels et matériels sont considérablement plus faibles De plus, le calcul particulier de la vitesse vers l'avant et de la position ne posent pas de problèmes, et en outre la largeur de bande du procédé est sensiblement plus importante. L'invention va maintenant être expliquée en détail dans ce qui suit au moyen de modes de réalisation préférés en référence aux dessins annexés dans lesquels: la figure l est un schéma par blocs simplifié du déroulement de principe d'un traitement de données SAR avec compensation d'erreurs de mouvement; la figure 2 est un schéma par blocs détaillé d'un dispositif de calcul de la vitesse vers l'avant; la figure 3 est un schéma par blocs détaillé d'un dispositif pour le calcul de la position; la figure 4 est un schéma par blocs détaillé d'un dispositif destiné à la transformation de composantes de bras de levier en coordonnées terrestres; la figure 5 est un schéma par blocs détaillé d'un dispositif pour le calcul de la déviation dans la direction de visée de l'antenne; - la figure 6 est représentation schématique d'une géométrie d'une distance en oblique de consigne et réelle par rapport à un point au sol; la figure 7 est une représentation schématique en perspective de l'évolution dans le temps de l'erreur de phase selon la figure 6 pour chaque fenêtre de distances; et la figure 8 est une représentation schématique d'une géométrie de vol SAR. Dans ce qui suit et en référence à la figure 1 qui se présente sous la forme d'un schéma par blocs, on décrira un traitement d'image SAR (le bloc 1 entouré par des tiretés) et, sommairement, un procédé de traitement de signaux pour la compensation de mouvement, selon l'invention (bloc 2 entouré par des tiretés). A la figure 1, les références désignent: axil accélération horizontale dans l'axe longitudinal de l'avion (le long de l'acceleration suivant le cap); ay" accélération horizontale orthogonalement par rapport à l'axe longitudinal de l'avion (Across Heading Acceleration); az" accélération verticale; ex' z'>ez' composantes de bras de levier dans le système de coordonnées liées à l'avion; px, -y, z composantes de bras de levier dans le système de coordonnées de la terre; Py décalage latéral horizontal transversalement à l'axe longitudinal de l'avion (Across Heading Displacement); PZ position verticale (= variation au cours du temps de l'altitude de vol au-dessus du sol); Paît Pter r v G VX e A', o ft altitude de vol aidée par baromètre (Altitude Inertial); altitude du terrain; décalage dans la direction de visée de l'antenne; vitesse au-dessus du sol; vitesse dans la direction de consigne du vol (Along Track Velocity) angle de roulis angle de tangage angle de lacet angle de système inertiel (Magnetic Heading) en liaison avec la mesure d'angle du système inertiel (Platform Heading) angle de dérive angle de route géographique, c'est-à-dire ligne de vol au- dessus du sol, "Route de navigation cartographique" phase de correction Pour des raisons d'énergie, aucune impulsion au sens propre n'est émise par un système radar, mais des signaux modulés en fréquence à allure de phase quadratique, dits nchirps", qui sont correlés après une réception avec une fonction quelconque Avec la technique SAR, ceci est appelé compression de distance (Range Compression) (bloc 11 à la figure 1). Une modification de la vitesse vers l'avant v X a pour conséquence que la bande de terrain éclairée au moyen d'une fréquence de répétition d'impulsions (PRF) du radar n'est plus échantillonnée de façon équidistante Pendant un survol, ceci peut être compensé par un réglage subséquent, en ligne, de la fréquence de répétition d'impulsions Hors ligne, il faut alors effectuer ce que l'on appelle un ré- échantillonnage (bloc 12), c'est-à-dire une interpolation et un nouvel échantillonnage des données radar brutes. Un décalage en distance en oblique a pour conséquence, en dehors d'une erreur de phase, une association erronée entre le signal rétrodiffusé et les fenêtres de distance correspondantes Grâce à un retard additionnel de l'écho radar avant une correction de phase, cet effet est éliminé par une correction d'écart (bloc 13). Un signal radar rétrodiffusé S(t) peut être décrit de la façon suivante: S{t) = -eg(( 1) o l'on désigne par Ao l'amplitude du signal, par y(t) l'évolution nominale de la phase et par\Jerr(t) l'erreur de phase, qui est provoquée par une déviation par rapport à une ligne de vol de consigne Pour corriger une erreur de phase, le signal radar rétrodiffusé S(t) est multiplié par le terme d'erreur de phase complexe conjugué expf-j Yerr(t)l (bloc de correction de phase 14). Le signal radar rétrodiffusé S(t) se présente, en raison de la modification de la distance en oblique pendant un dépassement d'une cible éclairée, sous forme d'une modification de phase approximativement quadratique Par une corrélation d'un signal rétrodiffusé avec une fonction pouvant être calculée à l'avance avec la même évolution de phase, on obtient alors des réponses de cible ponctuelles en direction azimutale, ce qui est appelé compression azimutale (bloc 15). Avant le calcul d'une position à l'aide du procédé de traitement de signaux selon l'invention, il faut cependant commencer par définir le système de coordonnées Partant de données initiales, on calcule continuellement la position d'un avion dans le système de coordonnées terrestres et on la rapporte à la ligne de vol de consigne, c'est-à- dire que l'on constitue un nouveau système de coordonnées rectangulaire dont l'origine est à la surface du sol et qui marque le début d'une bande de terrain représentée par une image Ce nouveau système de coordonnées n'est plus orienté vers le nord ou l'est, mais est rapporté à la ligne de vol de consigne de l'avion La ligne de vol de consigne est la ligne de vol moyenne au-dessus du sol, l'angle de route géographique dit "moyen", qui se détermine pendant un vol de mesure. L'axe X s'étend à la surface du sol le long de la ligne de vol de consigne et est tourné autour de l'angle de route géographique moyen en direction du nord L'axe Y lui est perpendiculaire dans le même plan alors que l'axe Z est perpendiculaire à ce plan Dans les considérations qui suivent et qui sont valables pour un système SAR embarqué sur un avion, la courbure de la terre n'est pas prise en compte. La direction positive de l'axe et le sens de rotation positif de l'angle de position sont déterminés comme suit dans ce système de coordonnées: direction X: positive dans la direction de consigne du vol; direction Y: positive vers la droite par rapport à la direction de consigne du vol; direction Z: positive vers le haut; angle d'inclinaison longitudinal: positif quand le nez de l'avion est tourné vers le haut; angle de lacet: positif quand le nez de l'avion est tourné vers la droite; angle de roulis: positif quand l'aile de droite est orientée vers le bas. Il convient en outre de noter que grâce aux calculs qui suivent, on obtient le plus souvent la formation d'une valeur moyenne; par exemple, on désigne la valeur moyenne du signal dépendant du temps s(t) par s(t), et on a: ( 2) T {(t) = | S (t) dt; o On désigne par cap de plate-forme inertielle (Platform Heading) l'orientation par rapport au nord du système inertiel Si un avion est dévié de sa ligne de vol par un vent latéral, le pilote cherche à s'opposer à cette dérive par un angle d'attaque correspondant La ligne de vol de consigne peut alors être à nouveau maintenue; le cap de système inertiel (Platform-Heading) et la direction effective du vol (c'est-à-dire l'angle de route géographique ( R)) ne se correspondent plus La différence entre l'angle de route géographique il et le cap de système inertiel (Platform-Heading) est appelée angle de dérive YD L'angle de dérive doit être pris en compte pour convertir une accélération horizontale ax" dans la direction de l'axe longitudinal de l'avion (Along Heading Acceleration) en une accélération horizontale ax' le long de la ligne de vol effective (Along Track Acceleration). L'accélération ax' le long de la ligne de vol effective, comme on peut le voir à la figure 2, bloc 10, est calculée à l'aide de l'angle de dérive '% au moyen d'une matrice de rotation représentée o 10 par l'équation suivante ( 3): ax' = a X"cos VD + ay"sin D ( 3) Grâce au dispositif 20 de la figure 1, dont la constitution détaillée est représentée à la figure 2, on calcule une vitesse vx(t) dans la direction de vol de consigne, c'est-à-dire la direction X; la vitesse vx(t) est constituée par l'assemblage de deux termes, à savoir une première vitesse moyenne vxo(t) et une modification de vitesse relative vx'(t) La valeur moyenne vx O (t), comme on peut le voir à la partie supérieure de la figure 2, est obtenue à partir de la projection de la vitesse v G(t) au-dessus du sol sur l'axe X du système de coordonnées rapporté à la ligne de vol de consigne dans une unité de multiplication 201 et à partir de la formation d'une valeur moyenne -suivante dans une unité de formation de valeur moyenne 202 S'il y a déviation par rapport à l'angle de route géographique moyen YT(t), la vitesse v G(t) au-dessus du sol ne correspond plus à la vitesse dans la direction X et la vitesse moyenne vxo(t) doit être déterminée conformément aux équations ( 4) et ( 5): Vxo' (t) = VG (t)COS lT (t)(t)'(t) l ( 4) Vo = v Xo' (t) Pour réaliser les deux équations ( 4) et ( 5), on applique directement l'angle de route géographique 't T(t) à une unité de sommation 204 dont on soustrait une valeur moyenne obtenue par une première unité de formation de valeur moyenne 203, ce qui fait que l'on obtient à sa sortie un angle de route géographique sans valeur moyenne Yt T'(t), qui est appliqué pour calculer le cosinus de l'angle \T'(t) à une unité de calcul de cosinus /T'(t) 205 La sortie de l'unité 205 est ensuite multipliée dans une unité de multiplication 201 avec la vitesse v G(t) au-dessus du sol, ce qui fait que l'on a à O 10 la sortie de l'unité de multiplication 201 la vitesse vxo(t). On calcule, à partir de l'accélération ax'(t) le long de la ligne de vol, la modification de vitesse relative vx', alors qu'avant et après une intégration de l'accélération ax(t) au moyen d'un intégrateur 208 correspondant aux équations ( 6) et ( 7) suivantes: t vx"(t) = Jlax' (t)ax' (t) ldt ( 6) o ( 7) Âx'(t) = vx"(t) vx(t) le terme ax'(t) de l'équation dans la troisième unité de formation de valeur moyenne 206 à partir du signal ax'(t) dans l'unité de sommation 207 ou le terme Vx'"(t) de l'équation, qui a été produit dans une quatrième unité de formation de valeur moyenne 209, est éliminé dans une troisième unité de sommation 2010 du signal vx"(t). Ensuite, on ajoute à la vitesse moyenne vers l'avant vxo(t) la modification de vitesse relative vx'(t) qui est présente à la sortie de l'unité de sommation 2010 dans une unité de sommation 2011 suivant l'équation ( 8) qui suit: v. déterminer celui des capteurs qui doit indiquer la vitesse v G(t) au- dessus du sol En dehors des capteurs inertiels mentionnés, le Système de Positionnement Global (Global Positioning System) (GPS) ainsi que le procédé d'utilisation d'un signal radar conviennent tout particulièrement. Pour calculer la position dans la direction Y, on intègre deux fois l'accélération ay'(t) transversale à la ligne de vol (Across Track Acceleration) à la figure 3 dans un second et un troisième intégrateurs 303 et 306 Avant et après chaque intégration, la valeur moyenne ay'(t) du signal ay'(t) ou la valeur moyenne vy'(t) du signal Vy'(t) est formée dans des cinquième et sixième unités de formation de valeur moyenne 301 et 304, et est soustraite, dans des unités de sommation 302 et 305 respectivement montées en aval, des signaux qui y sont présents ay'(t) et Vy'(t) Après intégration du signal Vy'(t) dans l'intégrateur 306 et soustraction subséquente de la valeur moyenne dans une sixième unité de sommation 308 dans laquelle est soustraite la valeur moyenne produite dans une septième unité de formation de valeur moyenne 307, la modification relative de la position py(t) dans la direction Y est obtenue à la sortie de l'unité de sommation 308, comme on peut le voir par les équations ( 9) à ( 12) qui suivent: t vy' (t) = flay' (t)-ay' (t) ldt ( 9) o vy(t) = vy' (t) vy' (t) ( 10) t Py' (t) fvry(t)dt o py(t) = py' (t) py' (t) ( 12) La position pz(t) dans la direction Z ou l'évolution de la hauteur de vol au-dessus du sol (pz(t)) est obtenue par une double intégration, dans un quatrième ou cinquième intégrateur 403 ou 406, de l'accélération verticale az(t) ou de la vitesse verticale vz(t) d'une façon correspondant aux équations ( 13) à ( 17) indiquées ci-dessous. t vz'(t) = flaz (t)-az-) ldt ( 13) o Vz(t) = vz (t) vz (t)( 14) t Pz"(t) = fvz(t)dt ( 15) o pz'(t) = Pz'(t) Pz 2 (t) ( 16) Avant la première intégration de l'accélération verticale az(t), la valeur moyenne az(t) du signal az(t) qui est obtenue dans une huitième unité de formation de valeur moyenne 401 est soustraite dans une septième unité de sommation 402 du signal d'accélération az(t) En outre, après l'intégration au moyen du quatrième intégrateur 403, la valeur moyenne vz'(t) produite par une neuvième unité de formation de valeur moyenne 404 est soustraite dans une huitième unité de sommation 405, disposée à la suite, du signal de sortie de l'intégrateur vz'(t). En outre, dans une neuvième unité de sommation 408 disposée à la suite du cinquième intégrateur 406, la valeur moyenne pz"(t) produite par une dixième unité de formation de valeur moyenne 407 est soustraite du signal de sortie pzn(t) de l'intégrateur A la sortie de la neuvième unité de sommation 408 est alors présente la modification d'altitude relative pz'(t). Pour obtenir ensuite la hauteur de vol absolue au-dessus du sol, on ajoute encore, à cette évolution du signal pz'(t), l'altitude de vol moyenne Palt(t) formée dans une onzième unité de formation de valeur moyenne 409, et l'altitude du terrain Pter(t) est soustraite dans une unité de sommation 4010 conformément à l'équation ( 17) qui suit: pz(t) = Palt(t) Pter + Pz' (t) ( 17) Les capteurs utilisés pour déterminer l'altitude de vol Palt(t) peuvent être constitués par un baromètre, le système GPS et un altimètre. Comme dans la pratique le système de mesure inertiel ne peut être placé et monté pour des raisons de place qu'à une distance déterminée du centre de phase de l'antenne, il n'est pas possible de mesurer avec précision le mouvement de l'antenne à l'emplacement du centre de phase Il existe ainsi un bras de levier entre le centre de phase de l'antenne et le système inertiel; le bras de levier présente dans le système de coordonnées de l'avion des composantes constantes 4 ', ky' et ez' Ce bras de levier doit donc être compensé par rapport au système de coordonnées liées au sol relatif à la ligne de vol de consigne de l'avion A cette fin, les composantes de bras de levier ,x', ey' et z' précédemment mentionnées sont transformées dans le système de coordonnées de l'avion au moyen de la matrice de rotation 504 à la figure 4 représentée dans l'équation ( 18) qui suit en composantes de bras de levier ëx, ey et ez du système de coordonnées liées au sol, la longueur des composantes de bras de levier dépendant de l'angle de tangage O (t), de l'angle de lacet e'(t) et del'angle de roulis;(t) de l'avion et devant donc être calculée à nouveau continuellement au moyen du dispositif 50 représenté à la figure 4. COS ( 1) cos (?)sin( 4) sin (e)cos(?) cos () sin(e)cos(Y) i '- -cos ( 4) sin (F) -sin ( 0) sin (I) ly cos ( 0) sin (?) sin( 504. Comme on peut le déduire de la représentation géométrique schématique de la figure 6, la position de l'avion dans le système de coordonnées X, Y, Z est ensuite utilisée pour le calcul de la distance en oblique réelle R' entre une bande éclairée et comparée à une distance en oblique de consigne R Du fait de la subdivision d'une région éloignée en N fenêtres de distances, cette étape doit être effectuée N fois après réception d'un écho Les distances en oblique de consigne pour chaque fenêtre de distance Ri sont obtenues par l'équation ( 20): Ri = 1/2-c trd +R-(i-1), mit i = 1, 2,, N ( 20) o c représente la vitesse de la lumière, trd le double de la durée de parcours du signal radar entre l'antenne et la région suivante de la bande de terrain éclairée ("Range Delay") et RG la longueur d'une fenêtre de distance La distance en oblique réelle ressort de la géométrie représentée à la figure 6 et est calculée en tenant compte du bras de levier par l'équation ( 21): Ri' (t) = 1 (t) 2 Ri 2-pz(t)2 +py(t)+l Y(t)J + lp,(t)+ 12 (t)l 2 ( 21) Les positions py(t) et pz(t) dans les directions Y et Z sont obtenues selon les équations ( 11) et ( 16) au moyen des dispositifs 30 et 40 Il n'est pas nécessaire de tenir compte de la position dans la direction X car le ré-échantillonnage ( 10 à la figure 1) fonctionne comme si l'avion se trouvait à chaque instant dans la position correcte dans la direction X Les composantes de bras de levier ex, -ay et f selon l'équation ( 18) ressortent de la matrice de rotation 504 du dispositif 50. L'écart de distance en oblique pour chaque fenêtre de distance /ARI(t) est obtenu par l'équation ( 22): A Ri(t) = Ri Ri'(t) ( 22) et est finalement transformé en des valeurs de phase li(t) selon l'équation ( 23): vi(t) = -A Ri(t)* 4 z/l ( 23) pour chaque fenêtre de distance dans l'unité de multiplication 603 et est ainsi utilisé pour la correction de phase des données brutes La longueur d'onde du signal radar émis est ainsi indiquée dans l'équation ( 23). A cours d'un essai pratique du procédé de compensation de mouvement, on a effectué un vol de mesure avec des mouvements de lacet d'environ 20 de manière à produire ainsi et de façon voulue une image SAR déformée En outre, on a utilisé les données de mesure du système de référence ligne de vol/position pour calculer les paramètres de correction Il s'est avéré qu'à l'aide du procédé de compensation de mouvement, l'image SAR obtenue selon l'invention présentait une résolution considérablement améliorée en direction azimutale, une fidélité géométrique améliorée et un meilleur contraste qu'avec une image SAR non compensée A la figure 7 est en outre montré à tire explicatif l'allure dans le temps de l'erreur de phase calculée pour chaque fenêtre de distance (Range Gate) selon une vue en perspective, le temps S étant porté en abscisse, le numéro de fenêtre de distance en ordonnée et l'erreur de phase en rad sur l'axe perpendiculaire à l'abscisse et à l'ordonnée. En outre, le procédé de compensation de mouvement selon l'invention peut être également utilisé en liaison avec un système de référence ligne de vol/position dans un système lidar et sonar ainsi qu'en coopération avec la méthode de décalage de réflectivité selon le DE 39 22 428 pour augmenter la précision. REVENDICATIONS 1 Procédé de compensation de mouvement d'images SAR au moyen d'un système de référence ligne de vol/position, caractérisé en ce que on choisit comme direction de vol de consigne un angle de route géographique moyen (K-T) qui est réglé pendant un vol de mesure, on fait tourner l'accélération (axn(t)) d'un angle de dérive (' D) en direction d'une ligne de vol de consigne, ce qui permet d'obtenir une accélération (ax'(t), on calcule la vitesse (vxo'(t)) dans la direction de vol de consigne à partir de la vitesse au-dessus du sol (v G(t)), la vitesse au- dessus du sol (v G(t)) étant projetée sur la direction de vol de consigne lors d'une déviation de celle-ci; on calcule une modification de la vitesse relative (vx'(t)) dans la direction de vol de consigne par une intégration de l'accélération dans la direction de vol de consigne (ax'(t)), en calculant, avant et après l'intégration, le même terme du signal et de ce fait la vitesse vers l'avant absolue (vx(t)) par addition d'une vitesse vers l'avant moyenne et constante (vxo(t)) et de la vitesse (vx'(t)) dans la direction de consigne; on calcule une modification relative de position horizontale (py(t)> transversale à l'axe longitudinal de l'avion par une double intégration de l'accélération horizontale (ay'(t") transversalement à l'axe longitudinal de l'avion, en soustrayant avant et après chaque intégration le même terme du signal; on calcule une modification relative de position verticale (pz'(t)) par une double intégration de l'accélération verticale (az(t)), en soustrayant, avant et après chaque intégration, le même terme du signal et on calcule la position verticale absolue (pz(t)) par addition d'une altitude de vol moyenne constante au-dessus du sol avec la position verticale (pz'(t)), et on calcule une distance en oblique réelle de l'avion par rapport à une bande de terrain éclairée (Ri'(t)) pour chaque fenêtre de distance, d'une manière connue en soi. 2 Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce qu'après la double intégration de l'accélération verticale (az(t)), on compense par calcul un bras de levier entre le centre de phase d'une antenne de réception du radar et le système de référence ligne de vol/position, les composantes ( ex', y', Bz') du système de coordonnées de l'avion étant transformées dans le système de coordonnées terrestre, ce qui permet d'obtenir les composantes de bras de levier ( Sx,, Y z). 3 Dispositif pour la mise en oeuvre du procédé selon la revendication 1, caractérisé par: un dispositif ( 10) pour produire une matrice de rotation et calculer une accélération (ax'(t)) dans la direction de vol de consigne à partir de l'accélération horizontale (ax'(t)) dans l'axe longitudinal de l'avion à l'aide d'un angle de dérive (@"D(t)); un dispositif ( 20) pour calculer une vitesse (vx(t)) dans la direction de vol de consigne, lequel dispositif ( 20) comporte une unité de sommation ( 204) et une unité de formation de valeur moyenne ( 203 > associée à cette dernière pour produire un angle de route géographique exempt de valeur moyenne ( Y/T'(t)), une unité ( 205) montée à la suite de l'unité de sommation ( 204) pour calculer le cosinus de l'angle de route géographique obtenu ( YT'(t)), lequel cosinus (cos t T') est multiplié par une vitesse (v G(t)) au-dessus du sol dans l'unité de multiplication ( 201), un signal de vitesse moyenne (vxo(t)) étant produit à partir de son signal de sortie (vxo'(t)) dans une seconde unité de formation de valeur moyenne ( 202), une troisième unité de sommation ( 207) avec une troisième unité de formation de valeur moyenne ( 206) associée à cette dernière, une accélération exempte de valeur moyenne (ax(t)) étant produite ainsi à partir du signal d'accélération (ax'(t)) du dispositif ( 10), un intégrateur ( 208) monté à la suite de la seconde unité de sommation ( 207) pour calculer une vitesse (vx"(t)) ainsi qu'une troisième unité de sommation ( 2010) montée à la suite de l'intégrateur ( 208) avec une quatrième unité de formation de valeur moyenne ( 209) associée à cette dernière pour produire une vitesse exempte de valeur moyenne (vx'(t)), qui est appliquée avec le signal de sortie (vxo(t)) de la première unité de formation de valeur moyenne ( 202) à une quatrième unité de sommation ( 2011) dont le signal de sortie représente alors la vitesse (vx(t)) dans la direction de vol de consigne; un dispositif ( 30) pour calculer une déviation horizontale relative (py(t)) transversalement à l'axe longitudinal de l'avion, lequel dispositif ( 30) pour produire une accélération exempte de valeur moyenne (ay(t)) orthogonale à l'axe longitudinal de l'avion comprend une quatrième unité de sommation ( 302) avec une cinquième unité de formation de valeur moyenne ( 301) associée à cette dernière et un second intégrateur ( 303) monté à la suite de la quatrième unité de sommation ( 302) pour calculer une vitesse (vy'(t)), qui est appliquée pour produire une vitesse exempte de valeur moyenne (vy(t)) à une cinquième unité de sommation ( 305) avec une sixième unité de formation de valeur moyenne ( 304) associée à cette dernière, à partir du signal de sortie (vy(t)) de laquelle est calculée dans un troisième intégrateur ( 306) une position (py'(t)), à partir de la valeur (py'(t)) de laquelle est obtenue, dans une sixième unité de sommation ( 308) avec une septième unité de formation de valeur moyenne ( 37) associée à cette dernière, une position exempte de valeur moyenne un dispositif ( 40) pour calculer une position verticale (pz(t)) qui comprend, pour produire une accélération exempte de valeur moyenne (az(t)) à partir d'une accélération verticale (az'(t)), une septième unité de sommation ( 402) avec une huitième unité de formation de valeur moyenne ( 401) associée à cette dernière, un quatrième intégrateur ( 403) monté à la suite pour calculer une vitesse (vz'(t)), une huitième unité de sommation ( 405) avec une neuvième unité de formation de valeur moyenne ( 404) associée à cette dernière pour produire une vitesse exempte de valeur moyenne (vz(t), à partir de laquelle est calculée une position verticale (pz"(t)) dans un cinquième intégrateur ( 406), laquelle position (pz"(t)) est appliquée à une neuvième unité de sommation ( 408) avec une dixième unité de formation de valeur moyenne ( 407) associée à cette dernière pour produire une position relative exempte de valeur moyenne (pz'(t)), position (pz'(t)) à partir de laquelle est calculée, au moyen d'une onzième unité de sommation ( 4011), la position au-dessus du sol (pz(t)), le signal de sortie (pzo) servant au calcul d'une altitude moyenne au-dessus du sol et provenant de l'autre entrée de l'unité de sommation ( 4011) étant appliqué à une dixième unité de sommation ( 4010), un signal d'altitude inertielle" (palt(t)) et un signal d'altitude-de terrain (pt(t)) déterminés par une onzième unité de formation de valeur moyenne ( 409) étant appliqués aux entrées de l'unité de sommation ( 4010), et le calcul de la distance en oblique réelle de l'avion par rapport à une bande de terrain éclairée (Ri'(t)) étant ainsi effectué, d'une façon connue en soi, pour chaque fenêtre de distance. 4 Dispositif selon la revendication 3, caractérisé par un dispositif ( 50) dans lequel sont transformées, au moyen d'une matrice de rotation tridimensionnelle ( 504), les composantes de bras de levier (Cx',, &z') dans un système de coordonnées lié à l'avion en des composantes de bras de levier (ex, ey, ez) dans un système de coordonnées terrestre, l'angle de roulis (+(t)), l'angle d'inclinaison longitudinal ( O (t)) et un angle de lacet ( 1 l(t>) étant appliqués à la matrice de rotation ( 504) en plus des composantes de bras de levie ( Cx', vy' et ez'), une valeur d'angle de système inertiel exempte de valeur moyenne étant calculée à partir d'un angle de système de plate- forme inertielle ("Yp(t)) dans une douzième unité de sommation ( 502) avec une douzième unité de formation de valeur moyenne ( 501) associée à cette dernière, valeur à partir de laquelle l'angle de dérive (V'D(t)) est soustrait dans une treizième unité de sommation ( 503) pour obtenir l'angle de lacet nécessaire ( Y(t)), et est ensuite appliqué à la matrice de rotation ( 504).