Brevet FR2750203A1 — publié le 19971226

PROCEDE ET SYSTEME DE NAVIGATION OPTIMISEE POUR UN VECTEUR, EN PARTICULIER AERIEN L'invention se rapporte à un procédé et un système de navigation optimisée pour un vecteur, en particulier aérien, comportant un dispositif autodirecteur antiradiation et éventuellement un dispositif autodirecteur de fin de course. L'invention peut s 'appliquer à tout vecteur guidage, propulsé (tel que missile) ou non propulsé (notamment bombe planante guidable) de type Air-Surface ou Surface-Surface. L'attaque d'objectifs de surface s'effectue habituellement à l'aide de vecteurs utilisant des moyens de guidage tels que - navigation vers un objectif de coordonnées connues à l'avance - autodirecteur antiradiation, électromagnétique ou autre - autodirecteur à imagerie, radar ou électrooptique. Ces moyens de guidage peuvent être utilisés seuls, et on est dans le cas d'un système de navigation monomode, ou combinés par exemple pour un guidage bimode (par exemple antiradiation/autodirecteur de fin de course infrarouge). L'efficacité de ces attaques se réduit du fait, d'une part, des progrès des défenses Surface-Air, d'autre part, de l'évolution technique des objectifs (notamment de leur protection), qui nécessite une précision de plus en plus élevée (coup au but recherché) pour assurer leur neutralisation, et, enfin, des progrès des méthodes de contre-mesures (par exemple par leurrage intelligent). La vulnérabilité des vecteurs aux défenses Surface-Air est due notamment - à la trajectoire directe des vecteurs - à la surface équivalente radar importante du vecteur comprenant celle des capteurs qui est particulièrement forte s'il s'soit d'autodirecteur antiradiation à antenne fropltale - à l'incapacité d'infléchir leur trajectoire pour éviter une menace. L'efficacité de ces vecteurs est limitée par - la faible résolution angulaire des autodirecteurs antiradiation connus, en particulier aux basses fréquences en raison de la limitation des dimensions des antennes frontales - leur faible capacité à localiser en distance les sources de radiation indicatrices de la présence des défenses - leur incapacité à poursuivre leur mission lorsque ces sources cessent d'émettre alors que le vecteur est loin de l'objectif, c'est-à-dire leur absence de capacité à assurer un coup au but dans ce cas - leur incapacité à choisir un objectif qui ne soit pas la source d'émission (par exemple un véhicule à côté de l'antenne); - la gêne aérodynamique induite par les formes imposées à l'avant du vecteur nécessaires pour y installer les capteurs des deux systèmes dans le cas d'une navigation bimode ainsi qu'on le verra ci-dessous. La présente invention a pour but de remédier à ces inconvénients . Elle a donc pour objet un système de navigation présentant des performances très améliorées grâce à une plus grande précision des mesures sur les sources émettant vers le vecteur, même situées dans des directions très éloignées de l'axe du vecteur. Elle a également pour objet un système de navigation optimisée présentant de nombreuses possibilités inaccessibles avec les systèmes connus grâce à une gestion de trajectoire reposant sur une prise de décision multicritères répondant à une stratégie qui peut varier en cours de vol. Selon l'invention, il est prévu un système de navigation optimisée pour un vecteur, en particulier aérien, comportant un dispositif autodirecteur antiradiation et éventuellement un dispositif autodirecteur de fin de course > l'autodirecteur antiradiation comportant dans ce cas des moyens pour guider le vecteur jusqu'à proximité d'une source de radiation de telle sorte que le dispositif autodirecteur de fin de course puisse prendre le relais pour guider le vecteur vers l'objectif final, ledit système étant caractérisé en ce que ledit dispositif autodirecteur antiradiation comporte au moins un goniomètre à antennes réparties large bande et des moyens de gestion de la trajectoire utilisant une stratégie multicritères, se fondant sur les informations fournies par ledit goniomètre sur chaque source de rayonnement émettant vers le vecteur. Selon un autre aspect de l'invention, il est prévu un procédé de navigation optimisée pour un vecteur, en particulier aérien, dans lequel on détermine des données caractéristiques de la position d'au moins une source de radiation et on extrait à partir de ces données des consignes de guidage pour ledit vecteur, caractérisé en ce que ledit procédé consiste à - déterminer, à l'aide d'au moins un goniomètre à antennes planes réparties à très large bande, la direction angulaire, la distance et l'identité de chaque source émettant vers le vecteur à des instants de mesure successifs - déterminer les incertitudes sur l'obtention desdites données caractéristiques (8, d, id) de chaque source - établir la situation courante à partir de données fournies par le vecteur sur son état et des données caractéristiques (e, d, id) sur chaque source à l'instant considéré - déterminer si la contrainte d'accessibilité du vecteur à l'objectif fixé est satisfaite et envoyer un ordre de virage maximal au vecteur dès que cette contrainte est sur le point de ne plus être satisfaite, compte tenu des données caractéristiques sur les diverses sources à l'instant considéré et d'une remise à jour de la contrainte en fonction de la situation courante - vérifier qu pluralité de contraintes relatives au vecteur est satisfaite dans un ordre établi pour pouvoir résoudre les conflits et en déduire un domaine possible des paramètres de guidage du vecteur - déterminer, en fonction des données caractéristiques relatives à chaque source et de leur incertitude, dans quelle mesure des paramètres de guidage choisis dans ledit domaine possible satisfont à une série de critères pré définies remis à jour en fonction de ladite situation courante - évaluer les différentes actions possibles par fusion desdits critères et définir la meilleure action possible de manière à déduire, à partir desdits paramètres de guidage choisis, des consignes de guidage optimisées, ladite fusion s'effectuant en tenant compte de priorités établies par un choix fait en fonction de la situation actuelle et des lois et données permanentes liées audit vecteur et à sa mission actuelle. L'invention sera mieux comprise et d'autres caractéristiques et avantages apparaîtront à l'aide de la description ci-après et des dessins joints où - la figure 1 représente schématiquement un missile de technique connue - la figure 2 est un diagramme explicatif d'un inconvénient des techniques connues - la figure 3 représente schématiquement un missile équipé d'un système de navigation selon l'invention; - la figure 4 est un exemple d'antenne plane utilisable dans le système selon l'invention; - la figure 5 illustre une des possibilités du système de navi gation selon l'invention; - la figure 6 est un diagramme de principe du système de navigation selon l'invention en ce qui concerne le premier mode - la figure 7 est un schéma par blocs du système de navigation optimisée selon l'invention ; et - la figure 8 est le diagramme de principe d'un système de navigation bimode selon l'invention. Bien que cela ne soit en rien limitatif de l'invention, on va décrire celle-ci dans le cadre d'un système de navigation bimode de missile, c'est-à-dire un système comportant un autodirecteur antiradiation électromagnétique et un autodirecteur de fin de course, par exemple à imagerie infrarouge. La figure 1 représente schématiquement un missile utilisant un système de navigation connu. On a représenté le corps 1 du missile avec l'ogive avant 4. Habituellement la majeure partie de cette ogive est occupée par l'autodirecteur de fin de course. Les antennes 2 du capteur de l'autodirecteur antiradiation sont installées également vers l'avant ce qui implique des formes tourmentées 3 qui constituent une gêne aérodynamique. Par ailleurs, les antennes 2 étant tournées vers l'avant présentent une surface équivalente radar très importante pour les systèmes de détection situés vers l'avant du missile sensiblement dans la direction de objectif et donc pour les systèmes de défense de celui-ci. Comme on peut le voir, la base de mesure utilisant les antennes 2 pour effectuer des mesures angulaires de direction des sources de radiation est de dimensions réduites sensiblement au diamètre du missile, ce qui ne permet pas une résolution angulaire de très bonne qualité. De plus, le champ angulaire de mesure autour de l'axe du missile est limité. La figure 2 illustre un inconvénient de tels systèmes connus. Soit Z l'axe sur lequel se déplace le missile vers un objectif 7. Si l'on considère une source 5 et son antenne 6 situées suffisamment près de l'axe Z pour être dans le champ angulaire de l'autodirecteur antiradiation et si l'on appelle dE l'incertitude sur la mesure de l'angle O sous lequel le missile voit l'antenne 6, il est clair que si l'on combine les mesures angulaires en des points Ml et M2 de la trajectoire du missile pour déterminer la position de cette antienne, celle-ci pourra se situer dans toute la zone hachurée. On a donc une très grande imprécision pour la localisation en distance de l'antenne 6. La figure 3 est un schéma d'un missile dont l'autodirecteur antiradiation emploie, selon l'invention, au moins un goniomètre à antennes planes 8 à rayonnement transversal réparties sur la paroi externe du missile 1. Cette disposition des antennes dégage la partie axiale 4 du missile à l'avant pour y installer plus commodément un autodirecteur 9 de fin de course à imagerie. Les antennes planes que l'on peut utiliser ainsi doivent naturellement avoir un rayonnement transversal relativement large pour pouvoir effectuer des mesures aussi bien dans des directions très éloignées de l'axe du missile qu'autour de cet axe. De telles antennes sont décrites par exemple dans le brevet français 79 24897 ou dans les demandes de brevet français 84 18053 et 88 12465. A titre d'exemple une antenne conforme à cette dernière demande de brevet est représentée sur la figure 4. Cette antenne comporte > sur les deux faces d'un substrat S, deux nappes identiques 10, 10' et 20, 20', symétriques par rapport à un axe médian XX' et constituant chacune une antenne log-périodique. Les deux parties en regard, respectivement 10, 20 et 10', 20' sont alimentées en opposition de phase aux points 01, 02 et 0'1, 0'2. Le rayonnement obtenu est sensiblement transversal et les centres de phase des demi-antennes 10, 20 et 10', 20' s'écartent du centre de l'antenne proportionnellement à la longueur d'onde, ce qui permet d'utiliser cette antenne en aérien d'interférométrie à très large bande. L'angle d'arrivée des signaux est obtenu directement sans avoir besoin de connaître la fréquence de ces signaux. Une description plus complète d'une telle antenne et de ses possibilités se trouve dans la demande de brevet français 88 12465 déjà citée. Comme on l'a vu en liaison avec la figure 3, les antennes du ou des goniomètres sont réparties sur la paroi du corps du missile. On a donc une base de mesure de plus grande étendue ce qui permet d'obtenir une bien meilleure résolution des mesures angulaires de direction, particulièrement si on y ajoute le fait qu'elles sont pratiquement indépendantes de la fréquence et que les aberrations de radôme sont faibles, en raison de la position des antennes sur le corps du missile et de la forme des antennes. Il résulte de ceci et du fait que, grâce au grand champ des antennes, il est possible de faire des mesures dans des directions très éloignées de l'axe du vecteur et de la droite vecteur-but, que l'on peut localiser en distance les sources émettrices avec une bonne précision. Cette possibilité est illustrée schématiquement sur la figure 5 où on retrouve, comme sur la figure 2, l'axe Z de déplacement du missile, l'objectif 7 et des sources 6, 6', 6". Si l'on prend deux positions successives M1 et M2 du missile, on voit que, pour la source 6 par exemple, l'utilisation des mesures de direction angulaire permet de définir une zone d'incertitude hachurée beaucoup moins étendue. Si on y ajoute le fait que la résolution des mesures angulaires est bien meilleure, on voit que ltemploi d'un goniomètre à antennes planes permet de localiser en distance les sources émettrices avec une précision satisfaisante. L'intérêt de l'utilisation de telles antennes réside donc en ce que - de telles antennes sont utilisables dans une très large gamme de fréquence, par exemple de 2 à 18 GHz ; si une gamme plus étendue est souhaitée, des antennes supplémentaires, de même technique, peuvent être utilisées - les champs angulaires de réception sont très larges et orientables, dans une certaine mesure, et permettent donc d'effectuer des mesures de direction des émissions dans des configurations géométriques vecteur-but très variées - leurs dimensions et leur capacité à épouser la forme externe du vecteur permettent de dégager largement le centre du missile - l'exploitation de toutes les directions de polarisation des signaux redus est possible - si des goniomètries dans deux plans sont nécessaires, un arrangement approprié d'antennes permet de les obtenir. Selon l'invention, il est prévu de combiner l'emploi d'un ou plusieurs goniomètres du type mentionné ci-dessus avec un dispositif de gestion de la trajectoire, ce qui permet d'offrir de nombreuses possibilités nouvelles et des avantages significatifs par rapport aux systèmes de navigation existants tant bimodes qu'a fortiori à autodirecteur unique monomode, ainsi qu on va le voir ultérieurement. La figure 6 est un diagramme de principe du système selon l'invention relativement au premier mode dans son application au guidage du missile 1. Les gouvernes 11 du missile sont commandées par des commandes 14 recevant leurs ordres d'un pilote 13 qui reçoit lui-même des consignes de guidage d'une chaîne de gestion de trajectoire 12 selon l'invention incorporant le goniomètre chargé de fournir la direction angulaire (3, la distance d et éventuellement l'identification (comme on le verra plus loin) de chaque source, telle 15. Les éléments 11, 13 et 14 étant bien connus ne seront pas décrits davantage. La figure 7 est un schéma de l'organisation de la chaîne de gestion de la trajectoire qui élabore et traite les informations jusqu'à l'élaboration des consignes de guidage. Cette chaîne comprend un goniomètre, pris au sens large, incluant tous les moyens 30 à 36 pour élaborer les informations de direction angulaire 0, de distance d et d'identité id des sources émettrices reçues, et des moyens de gestion de la trajectoire proprement dits incorporant les autres moyens représentés sur la figure 7. Les antennes planes réparties 30 sont reliées à un récepteur 31 qui fournit les signaux reçus, d'une part, à un dispositif 34 de détermination de la direction angulaire O de chaque source émettrice et, d'autre part, à un dispositif 32 d'identification de ces sources. Les directions angulaires déterminées sont mises en mémoire dans une mémoire 35 et, d'autre part, envoyées à un circuit 33 de calcul de la distance d de chaque source. Ce circuit 33 effectue le calcul à partir de la valeur actuelle de direction angulaire et des valeurs précédentes des mesures venant de la mémoire 35. Au cours du déplacement du vecteur, les directions successives d'une même source d'émission permettent de localiser cette source avec une précision d'autant meilleure que le nombre de mesures est grand, que la mesure individuelle de direction est précise et que l'écart angulaire entre chaque mesure est élevé. Les caractéristiques des antennes planes (bonne précision, large champ), la capacité d'observer les émissions par le travers et enfin la possibilité, comme on le verra, de faire évoluer le vecteur pour améliorer la qualité de cette localisation permettent d'obtenir des précisions inconnues jusqu'à présent. La position des sources d'émission est mise en mémoire et mise à jour chaque fois qu'une mesure nouvelle est effectuée. Par ailleurs, le dispositif d'identification 32 étudie les signaux reçus pour obtenir l'identité id de la source considérée, par exemple par comparaison de divers paramètres (fréquence d'émission, de répétition, durée d'impulsion, amplitude etc ...) avec une bibliothèque inscrite dans la mémoire 35 avant le départ du vecteur, ou par identité avec des signaux reçus antérieurement. Un tel procédé est bien connu dans la technique. Enfin une horloge 36 fournit des signaux de datation aux mesures mises en mémoire dans la mémoire 35 et un signal d'horloge H aux diverses fonctions de la gestion de trajectoire. La mémoire 35 restitue vers les moyens de gestion de la trajectoire les mesures mises à jour 0, d, id pour chaque source détectée. Ces moyens de gestion comprennent pour l'ensemble des trois informations ci-dessus un estimateur 51 qui chiffre les incertitudes (probabilité de bonne identification, erreurs probables pour la direction et la distance). Les moyens de gestion de la trajectoire comprennent des moyens 38 d'établissement de la situation courante du vecteur dans l'environnement qu'il connaît, afin de pouvoir faire évoluer les valeurs de données ou de grandeurs de référence. Cette situation est établie en particulier à partir des données fournies par un module 37 donnant l'état du missile, c'est-à-dire par exemple sa position, sa vitesse, son attitude, la masse de carburant restant etc .... Ceci étant, les décisions concernant le guidage du missile tiennent d'abord compte d'une contrainte prioritaire qui est la condition d'accessibilité de l'objectif par le missile. En effet, le missile ne peut continuer valablement à suivre une trajectoire que tant que ses possibilités lui permettent de rejoindre ensuite l'objectif. Il est donc prévu un module 71, déterminant si la contrainte d'accessibilité est satisfaite en fonction des mesures effectuées et d'une mise à jour tenant compte de la situation courante fournie par les moyens 38 et fournissant, vers le pilote 13 du missile, un ordre de virage à l'accélération maximale prévue dès que cette contrainte est sur le point de ne plus être satisfaite, ceci de manière à conserver en permanence la possibilité de rejoindre l'objectif. Par ailleurs, un certain nombre d'autres contraintes doivent être satisfaites dans un ordre logique établi pour pouvoir résoudre les conflits. Ainsi il est prévu des moyens 72 à 7p de prise en compte de ces contraintes qui sont remises à jour en fonction de la situation courante, une logique de conjonction 70 déterminant si ces contraintes sont satisfaites dans l'ordre établi et définissant à partir de là un domaine possible pour les paramètres de guidage du missile. A titre d'exemple de contraintes possibles, on peut citer - vérifier que la direction de l'objectif émetteur est dans le domaine angulaire des antennes - vérifier que les conditions d'observation des sources pour les identifier sont satisfaites (durée, discrimination spatiale, - vérifier que les conditions de mise en oeuvre du deuxième mode de guidage sont satisfaites - rester à une distance suffisante d'un danger repéré - maintenir une orientation pour offrir une surface équivalente radar ou une surface infrarouge minimale face à une direction - traiter le cas de l'extinction de l'émetteur observé. A partir des paramètres possibles, des moyens d'optimisation 52 choisissent les paramètres de guidage à optimiser et les envoient à une série de modules 41 à 4n élaborant des critères C1 à Cn, qui définissent dans quelle mesure, en fonction des données caractéristiques relatives à chaque source et de leur incertitude, ces paramètres de guidage satisfont à des critères prédéfinis remis à jour en fonction de ladite situation courante. Comme critères, on peut citer toutes les marges relatives au respect des contraintes citées ci-dessus. Les résultats du calcul des critères sont envoyés à une fonction 50 de fusion de critères incertains, adaptée au problème de ce type de guidage et réalisable par de nombreuses techniques (par exemple la théorie de l'évidence de Dempster Shaffer ou la théorie des ensembles flous de Zadéh). Ces moyens 50 de fusion des critères reçoivent également une commande définissant les priorités à prendre en compte à chaque instant. Ces priorités sont établies par un module 40 de choix des priorités, à partir de la situation courante fournie par les moyens 38 et de lois et données permanentes inscrites dans une mémoire 39. Celles-ci peuvent être de deux types : soit particulières au vecteur et présentes à demeure ; soit relatives à la mission actuelle et introduites avant le départ. Les moyens 50 de fusion des critères fournissent une évaluation des différentes actions possibles aux moyens d'optimisation 52 qui élaborent des consignes de guidage optimisées délivrées au pilote 13 du missile. Lorsque le premier mode de guidage, basé sur l'exploitation des émissions radioélectriques, a amené le vecteur dans une position par rapport à l'objectif telle que le second mode puisse entrer en fonction, les moyens de gestion de la trajectoire commandent la commutation du premier mode au second mode après avoir vérifié la qualité des mesures issues du second mode. Pour cela, l'autodirecteur de fin de course 9 (Fig. 3 et Fig. 8 décrite ci-dessous) comporte des moyens 90 d'estimation de la qualité des mesures du second mode qui fournissent cette information aux moyens 50 de fusion des critères de manière que les moyens d'optimisation 52 puissent fournir une commande 120 qui est un ordre de commutation de mode. La figure 8 illustre l'organisation complète d'un système de navigation bimode selon l'invention avec un objectif 60 qui n'est pas la source émettrice 61 mais qui est à une position relative connue par rapport à celle-ci. On y retrouve comme sur la figure 6 le pilote 13, les commandes des gouvernes 14, la gestion de trajectoire 12 et les antennes 8. On a représenté en outre l'autodirecteur de fin de course 9 avec son estimateur 90 de la qualité des mesures et des moyens de commutation 121 commandés par la commande 120 venant de la gestion de trajectoire 12. Le pilote 13 reçoit donc ses consignes de guidage d'abord de la chaîne de gestion de la trajectoire 12 puis, à partir de la commande de commutation de mode 120 commutant les moyens 121, de l'autodirecteur de fin de course. L'ordre 120 n'est bien sûr élaboré qu'à condition que l'objectif désigné 60 soit dans le champ angulaire de l'autodirecteur 9. Le traitement dans la chaîne de gestion de la trajectoire est effectué en temps réel, c'est-à-dire que les opérations ou calculs à effectuer sont simples et compatibles avec les calculateurs disponibles embarquables sur les vecteurs considérés. Naturellement la durée de ce traitement est cohérente avec les temps de réaction du vecteur. Ainsi, la chaîne de gestion de la trajectoire selon l'invention se distingue par le fait que le principe de guidage est basé sur la recherche d'une consigne de guidage définissant la trajectoire grâce à une évaluation multicritères répondant à une stratégie et par le fait que cette stratégie est variable en cours de vol en fonction des conditions telles que temps de vol depuis le départ, temps de vol maximal restant (ou carburant disponible), géométrie des objectifs relevée en vol, disponibilité ou non d'une information de distance, qualité des mesures de direction ou de l'identification des sources d'émission. Les principales caractéristiques avantageuses de l'invention sont les suivantes - une meilleure résolution des mesures angulaires de direction grâce à la grande longueur de la base de mesure, à leur indépendance vis-à-vis de la fréquence et à la faiblesse des aberrations de radôme - la capacité d'élaborer en vol et de modifier la trajectoire pour éviter les dangers connus avant le lancement, ou découverts en vol, sans interrompre l'observation des émetteurs (par exemple possibilité de manoeuvres évasives sans "perdre de vuet' l'objectif) grâce au grand champ des antennes - la capacité de mieux séparer les brouilleurs et les leurres et de mieux identifier des sources proches grâce à la possibilité d'évolution, à la résolution angulaire améliorée et à la localisation en distance - la possibilité de choisir en vol une cible rayonnante accessible au vecteur, non nécessairement désignée avant le lancement (ce peut être par exemple le cas de la découverte d'un objectif plus prioritaire dont la présence n'était pas connue) - le guidage possible, dans le cas où l'émetteur constituant l'objectif, dont la position est connue, s 'éteint, soit en inertiel seulement, soit en inertiel et par référence aux autres émetteurs localisés auparavant et dont l'observation se poursuit, soit uniquement en relatif par rapport à ces émetteurs - la possibilité de choisir un objectif qui n'est pas un émetteur, si sa position est connue par rapport à certains émetteurs - la possibilité d'amener le vecteur dans une position optimale (distance, orientation) pour désigner l'objectif au second mode (autodirecteur de fin de course) > puis de choisir l'instant de passage au guidage terminal lorsque la qualité des mesures fournies par le second mode est suffisante - la possibilité de choisir un point d'impact sur l'objectif, qui puisse être autre que l'antenne s'il s'agit d'un émetteur, pour rechercher l'efficacité maximale, grâce aux qualités propres du second mode (autodirecteur de fin de course à imagerie par exemple) - la possibilité de présenter une surface équivalente radar globalement plus faible grâce à des formes géométriques moins tourmentées, à la technologie de réalisation des antennes, à leur observation par des radars dans des directions très différentes de celles des antennes frontales (antennes latérales conformées au lieu d'antennes frontales à effet spéculaire élevé), et enfin grâce à la possibilité de choisir une orientation du vecteur telle que la surface équivalente radar soit minimale face à un ou des dangers - la possibilité de présenter une signature infrarouge minimale dans la direction d'un danger, grâce à la possibilité de choisir l'orientation du vecteur - enfin la possibilité de réduire le gain de réception des antennes dans une direction, par exemple celle d'un broùilleur, par orientation du vecteur et/ou modification angulaire du diagramme des antennes. Compte tenu de ces caractéristiques et de ces avantageas, il est clair que le système de navigation optimisée selon l'invention peut s'appliquer notamment aux vecteurs (missiles ou bombes planantes) comportant un ou plusieurs goniomètres électromagnétiques et un autodirecteur de fin de course à imagerie (de type millimétrique ou infrarouge) pour l'attaque d'objectifs émetteurs (par exemple des radars) ou d'objectifs non émetteurs, mais dont la position relative à des émetteurs est connue. L'invention s'applique aussi aux vecteurs de ce type mais avec un autodirecteur de fin de course plus simple, du type "point chaud" par exemple. On pourrait aussi utiliser un autodirecteur de fin de course obtenu à partir d'un goniomètre électromagnétique supplémentaire, dont les antiennes, de même type que celles du ou des goniomètres du premier mode, seraient placées de manière à optimiser leur couverture angulaire sur l'avant du vecteur, et dont les objectifs seraient des émetteurs seulement. La goniométrie vers l'avant pourrait aussi être assurée par les goniomètres du premier mode, grâce à la possibilité d'orientation des diagrammes des antennes planes. Cette possibilité pourrait être utile dans le cas où l'autodirecteur de fin de course à imagerie serait indisponible ou si il n'était pas prévu pour des raisons de diminution de prix. Les vecteurs utilisant l'invention peuvent être tirés avec une désignation d'objectif très précise (position, identité) ou peu précise (objectif de tel type dans telle portion de terrain), avec une bibliothèque de référence des sources rencontrables, ou seulement avec les caractéristiques de l'objectif ; dans ce dernier cas, le vecteur constituera sa propre bibliothèque de sources au cours du vol en fonction des émissions reçues (apprentissage). Bien que l'invention ait été plus particulièrement décrite dans le cadre d'un vecteur aérien, il est clair qu'elle s'appliquerait aussi à tout autre type de vecteur guidable. Bien entendu, la description ci-dessus et les exemples décrits ne sont nullement limitatifs de l'invention. REVENDICATIONS 1. Système de navigation optimisée pour un vecteur, en particulier aérien, comportant un dispositif autodirecteur antiradiation et éventuellement un dispositif autodirecteur de fin de course, l'autodirecteur antiradiation comportant dans ce cas des moyens pour guider le vecteur jusqu a proximité d'une source de radiation de telle sorte que le dispositif autodirecteur de fin de course puisse prendre le relais pour guider le vecteur vers l'objectif finsl, ledit système étant caractérisé en ce que ledit dispositif autodirecteur antiradiation comporte au moins un goniomètre à antennes réparties large bande (8, 30) et des moyens de gestion de la trajectoire (12) utilisant une stratégie multicritères, se fondant sur les informations fournies par ledit goniomètre sur chaque source de rayonnement (5, 6) émettant vers le vecteur. 2. Système de navigation selon la revendication 1, caractérisé en ce que ledit goniomètre comprend plusieurs antennes planes large bande (8, 30) réparties sur la paroi latérale du vecteur, dégageant ainsi la partie axiale avant du vecteur pour l'installation d'un autodirecteur de fin de course (9) éventuel. 3. Système de navigation selon la revendication 2, caractérisé en ce que chaque antenne (8, 30) est une antenne plane à rayonnement transversal à très large bande à champ angulaire large, permettant les mesures dans des directions éloignées de l'axe (Z) dudit vecteur. 4. Système de navigation selon la revendication 3, caractérisé en ce que ledit goniomètre comporte en outre un récepteur (31) relié auxdites antennes (30), des moyens (34) de détermination de la direction (0) de chacune des sources reçues, des moyens (33) de calcul de la distance (d) desdites sources à partir de la valeur des directions O déterminées par lesdits moyens (34) et des valeurs précédemment déterminées stockées dans une mémoire (35), des moyens (32) d'identification (id) desdites sources à partir des caractéristiques mesurées de ces sources et d'une bibliothèque de caractéristiques stockée en mémoire, de préférence dans ladite mémoire (35), et un circuit d'horloge (36) fournissant en particulier à ladite mémoire (35) la date des diverses mesures stockées, ladite mémoire (35) fournissant à chaque instant vers lesdits moyens de gestion de trajectoire les valeurs à jour de la direction (o), de la distance (d) et de l'identité (id) de chaque source détectée. 5. Système de navigation selon l'une quelconque des revendications 1 à 4, caractérisé en ce que lesdits moyens de gestion de trajectoire (12) comprennent - des moyens (41 à 4n) d'élaboration de critères (C1 à Cn) déterminant à partir des valeurs caractéristiques de chaque source détectée dans quelle mesure chaque critère est satisfait des moyens (71 à 7p) de prise en compte des diverses contraintes imposées pour la navigation dudit vecteur, lesdits moyens de prise en compte des contraintes comportant un premier moyen (71) de prise en compte de la contrainte d'accessibilité de l'objectif choisi qui fournit un signal de commande de virage à l'accélération maximale prévue audit vecteur lorsque celui-ci atteint la position limite d'accessibilité audit objectif - des moyens (37) d'établissement de l'état du vecteur à chaque instant - des moyens (38) d'établissement de la situation courante recevant l'état du vecteur venant desdits moyens (37) d'établissement de l'état du vecteur et les valeurs caractéristiques de chaque source détectée et fournissant des mises à jour des critères et contraintes en fonction de cette situation auxdits moyens (41 à 4n) d'élaboration de critères et auxdits moyens (71 à 7p) de prise en compte des diverses contraintes; - un dispositif (39) de conservation en mémoire des lois et données permanentes concernant le vecteur lui-même et sa mission - des moyens (40) de choix de priorités recevant lesdites lois et données permanentes dudlt dispositif (39) et la situation courante établie par lesdits moyens correspondants (38) et fournissant les priorités à satisfaire dans la prise de décision multicritères - un estimateur (51) pour le calcul des incertitudes sur les valeurs caractéristiques de chaque source détectée, ces incertitudes étant envoyées aux divers moyens (41 à 4n) d'élaboration de critères - des moyens (50) de fusion des critères recevant lesdits critères (C1 à Cn) et lesdites priorités venant des moyens (40) de choix des priorités, et fournissant une évaluation multicritères des différentes actions possibles - une logique de conjonction (70) reliée auxdits moyens (72 à 7p) de prise en compte des contraintes autres que la contrainte d'accessibilité, pour déterminer si lesdites contraintes sont satisfaites dans un ordre logique établi et définir un domaine possible pour les paramètres de guidage du vecteur ; et - des moyens d'optimisation (52) qui, à partir de l'évaluation fournie par les moyens (50) de fusion des critères et du domaine possible pour les paramètres de guidage défini par ladite logique de conjonction (70), déterminent des consignes de guidage optimisées pour ledit vecteur, les paramètres de guidage à optimiser étant rebouclés par lesdits moyens d'optimisation (52) aux moyens (41 à 4n) d'élaboration des critères pour déterminer la meilleure action. 6. Système de navigation selon la revendication 5, comportant un autodirecteur de fin de course destiné à être utilisé dans un deuxième mode de navigation, caractérisé en ce ce que ledit autodirecteur de fin de course comprend des moyens (90) d'estimation de la qualité des mesures du deuxième mode qui fournissent cette information auxdits moyens (50) de fusion des critères de manière que lesdits moyens d'optimisation puissent fournir une commande (120) de commutation de mode à des moyens de commutation (121) du premier mode à autodirecteur antiradiation au deuxième mode à autodirecteur de fin de course (9), lorsque celui-ci est en mesure d'entrer en fonction sur l'objectif finalement désigné. 7. Procédé de navigation optimisée pour un vecteur, en particulier aérien, dans lequel on détermine des données caractéristiques de la position d'au moins une source de radiation et on extrait à partir de ces données des consignes de guidage pour ledit vecteur, caractérisé en ce que ledit procédé consiste à - déterminer, à l'aide d'au moins un goniomètre à antennes planes réparties à très large bande, la direction angulaire (O), la distance (d) et l'identité (id) de chaque source émettant vers le vecteur à des instants de mesure successifs - déterminer les incertitudes sur l'obtention desdites données caractéristiques (8, d, id) de chaque source - établir la situation courante à partir de données fournies par le vecteur sur son état et des données caractéristiques (8, d, id) sur chaque source à l'instant considéré - déterminer si la contrainte d'accessibilité du vecteur à l'objectif fixé est satisfaite et envoyer un ordre de virage à l'accélération maximale prévue au vecteur dès que cette contrainte est sur le point de ne plus être satisfaite, compte tenu des données caractéristiques sur les diverses sources à l'instant considéré et d'une remise à jour de la contrainte en fonction de la situation courante - vérifier qu'une pluralité de contraintes relatives au vecteur est satisfaite dans un ordre établi pour pouvoir résoudre les conflits et en déduire un domaine possible des paramètres de guidage du vecteur - déterminer, en fonction des données caractéristiques relatives à chaque source et de leur incertitude, dans quelle mesure des paramètres de guidage choisis dans ledit domaine possible satisfont à une série de critères prédéfinies remis à jour en fonction de ladite situation courante - évaluer les différentes actions possibles par fusion desdits critères et définir la meilleure action possible de manière à déduire à partir desdits paramètres de guidage choisis des consignes de guidage optimisées, ladite fusion s'effectuant en tenant compte de priorités établies par un choix fait en fonction de la situation actuelle et des lois et données permanentes liées audit vecteur et à sa mission actuelle. 8. Procédé selon la revendication 7, dans lequel on passe d'un premier mode de guidage à un deuxième mode de guidage en fin de course > caractérisé en ce que la prise de décisions multicritères par fusion des critères tient compte en outre de la qualité des mesures faites dans le deuxième mode pour décider éventuellement de la commutation sur ce deuxième mode de guidage de fin de course.