Brevet FR2760079A1 — publié le 19980828

Procédé de ralliement d'une cible L'invention concerne un procédé de ralliement d'une cible par un missile pilotable comportant une tête chercheuse, une électronique de guidage et une charge de combat et qui est lancé à partir d'un avion porteur à une distance relati- vement grande de la cible, et rallie la cible en étant piloté. Il est connu par la littérature (Interavia 2/1987, S. 125 - 129; B. Wanstall: Neue Waffen fur die Mud Mover) d'attaquer des cibles ponctuelles, comme par exemple des ponts, à l'aide de bombes dirigées. De telles bombes dirigées sont lancées à proximité de la cible et atteignent la cible en piqué raide.Elles sont équipées de têtes chercheuses à laser actives qui détectent la cible dans l'approche finale et permettent une correction limitée de la trajectoire en piqué. Une autre version est équipée d'une tête chercheuse TV ou d'une tête chercheuse IIR (Imaging Infra-Red) dont les images sont renvoyées par radio à l'avion porteur. Les informations de guidage correspondantes sont alors transmises par le calculateur de vol de l'avion porteur à la bombe dirigée. C'est seulement dans la phase directe d'approche finale que la bombe se dirige automatiquement sur la cible. On connaît en outre une bombe dirigée avec propulseur propre (type AGM130 A) qui est lancée à plus grande distance de la cible et vole vers la cible à l'aide d'un moteur fusée de croisière. La tête chercheuse est équipée d'une caméra TV ainsi que d'un altimètre à radar, d'une électronique de guidage et d'un régulateur de vol. Le pilotage du missile est assuré jusqu'à la cible par un officier de système d'armes. Les inconvénients des deux systèmes sont évidents, d'une part la repérabilité et la sensibilité aux perturbations de la tête chercheuse active et de la transmission des don- nées de guidage ainsi que l'approche dangereuse de l'avion porteur à la cible et d'autre part la nécessité de la trans- mission de données à distance entre l'officier et le missile sur une étendue relativement grande. De plus, les procédés de ralliement connus ne permettaient pas toujours une destruc- tion efficace et complète des cibles, car les cibles devaient être ralliées avec une grande précision à partir d'une direc- tion de ralliement défavorable. L'invention a donc pour but de fournir un procédé de rallie- ment pour un missile propulsé, évitant les inconvénients ci-dessus et permettant un ralliement de grande précision d'une cible au sol, en particulier un pont, la cible devant être atteinte efficacement. Ce but est atteint selon l'invention en ce que le missile est guidé du lieu de lancement à la cible sur une trajectoire caractérisée par les sections suivantes: a) dans la première phase de vol suivant le lancement du missile, la tête chercheuse passive du missile explore la configuration du sol dans la direction de vol à la recherche de segments de lignes s'étendant à peu près parallèlement, qui peuvent provenir par exemple de routes, de lignes de chemin de fer ou de berges de rivières, et compare ceux-ci automatiquement dans l'électronique de guidage à des signes distinctifs du terrain mémoriséset en déduit la position du missile par rapport à une telle configuration de sol, caractérisée par des lignes à peu près parallèles (par exem- ple route/voie de chemin de fer); b) dans la seconde phase de vol, le missile suit automatique- ment une configuration de sol choisie conduisant à la cible et caractérisée par des segments de lignes à peu près parallè- les jusqu'à un point de la trajectoire o la cible est facile- ment détectable; c) dans la troisième phase de vol, le mhissile, après détec- tion de la cible par la tête chercheuse, passe d'une position de vol à peu près horizontale dans la seconde phase de vol à une trajectoire inclinée d'environ 30 par rapport à l'ho- rizontale et orientée sur un point d'impact optimal dans la cible, cette trajectoire se prolongeant en ligne droite jusqu'au point d'impact de la cible; d) lorsque la phase de vol rectiligne est atteinte, la tête de combat est accélérée au moyen d'un propulseur propre. L'invention est basée sur l'idée qu'en principe, à chaque pont mènent des caractéristiques de terrain qui sont défi- nies par des lignes à peu près parallèles, par exemple des routes, des voies de chemin de fer, des canaux, etc. Le pont lui-même est aussi marqué par des lignes parallè- les dans sa direction longitudinale. Il en résulte les avan- tages essentiels de l'invention qui sont à trouver en ce que le missile est lancé à une distance non dangereuse de la cible puis détermmine automatiquement sa position par rapport à une route ou une ligne de chemin de fer menant à la cible à l'aide de marques de terrain s'étendant à peu près parallèlement et vole vers la cible sensiblement le long de cette voie. Il est en outre particulièrement avanta- geux que le pont est rallié dans cette direction longitudi- nale. Ceci augmente la probabilité d'atteindre la cible et permet, contrairement à tous les autres procédés de ralliement, une attaque localisée des piliers ou des fondations du pont même lorsque ceux-ci ne s'étendent pas sur toute la largeur des ponts. D'autres caractéristiques et avantages de l'invention ressor- tiront de la description ci-après et des dessins annexés, dans lesquels: - la figure 1 est une vue simplifiée du missile utilisé dans le procédé selon l'invention; - la figure 2 représente la trajectoire du missile dans ce procédé; - la figure 3 montre la dernière phase de vol avant la cible; - les figures 4 et 5 représentent respectivement le choc sur la cible dans le cas d'un pont à piliers et d'un pont à arche. Un missile 1 de construction modulaire est représenté sché- matiquement de façon simplifiée à la figure 1. Il se compose de trois sections 15, 16, 17, qui peuvent être équipées de différentes façons selon l'application du missile. Dans l'exemple illustré, le nez 15 contient la tête chercheuse passive 10 et l'électronique de guidage 11 associée, qui effectue l'exploitation des signaux fournis par la tête chercheuse. La partie médiane 16 contient une tête de combat 12 avec un ou plusieurs propulseurs propres 13. Si nécessaire, d'autres ensembles électroniques non représentés à la figure 1 - peuvent aussi être disposés dans la partie média- ne 16. La queue 17 contient le moteur fusée de croisière 14 du missile. La figure 2 montre un déroulement de mission typique selon l'invention. Le missile 1 est amené par un avion porteur T sur la trajectoire F jusqu'au point 2 o il est lancé à une distance de la cible Z d'environ 5 à 30 kilomètres. Pendant la première phase de vol A, après le lancement, qui commence alors, la tête chercheuse 10, 11 du missile 1 explore la région de détection qui se trouve devant elle sur le terrain survolé à la recherche de segments de lignes 3a, 3b s'étendant parallèlement de la configuration du sol. Celles-ci sont représentées à la figure 2 de façon simplifiée comme des rails de chemin de fer. Dans l'électronique 11 appartenant à la tête chercheuse sont déjà mémorisées des données de caractéristiques du terrain aux environs de la cible Z, obtenues avant la mission. Celles-ci peuvent avoir été obtenues par exemple selon l'une des méthodes de cartographie connues. Les données d'images fournies par la tête chercheuse et les données du terrain mémorisées sont traitées dans l'électronique de façon à pouvoir être comparées en concordance. Les caractéristiques concordantes permettent alors la détermination exacte de la position et de la direction de vol du missile 1. L'électronique de guidage du missile en déduit les correc- tions nécessaires de la trajectoire F, de sorte que dans la phase de vol A s'effectue le ralliement à une trajectoi- re qui, à la figure 2, est partiellement caractérisée par des lignes parallèles et conduit le plus directement possible à la cible Z. Il est tout à fait possible que les configura- tions de terrain caractérisées par des lignes parallèles ne mènent pas directement à la cible. Un contrôle de la trajectoire par tronçons suffit pour le guidage du vol. Dans la seconde phase de vol B, qui commence au point 4, le missile ne suit encore qu'en vol rasant la trace 3 vers la cible. Selon la distance à la cible, le moteur fusée de croisière 14 du missile est mis en route dans la phase de vol B ou dès la phase de vol A. La seconde phase de vol B dure jusqu'à ce que le point 5 soit atteint. La figure 3 représente le ralliement direct de la cible qui suit alors, comprenant les phases de vol C et D et commen- çant au point 5. Le point 5 est défini comme celui o la cible Z entre dans le champ de détection 18 de la tête cher- cheuse 10. Aussitôt que la cible Z est entièrement détecta- ble, le point d'impact favorable 7 est déterminé dans l'élec- tronique de guidage et la trajectoire du missile est orientée sur celuici. Ceci signifie que, dans la phase de vol C, le missile passe à une trajectoire de ralliement inclinée d'environ 30 par rapport à l'horizontale. A cet égard, un ralliement décalé latéralement par rapport au barycentre de la cible, par exemple pour un pont à piliers extérieurs, peut être réalisé grâce à une connaissance préalable suffi- sante de la configuration de la cible. Dans la phase de vol D qui suit, orientée droit sur le point d'impact 7, la tête de combat 12, placée dans la section médiane 16, est accélérée hors de celle-ci à l'aide d'un ou plusieurs propulseurs 13, la tête chercheuse devenue 5 inutile et le nez 15 du missile étant détachés ou transper- cés. La tête de combat atteint ainsi environ le double de la vitesse de ralliement. Les figures 4 et 5 montrent deux situations différentes de choc sur la cible pour des constructions de ponts diffé- rentes. Lors du choc selon la figure 4, la tête de combat 12 traverse le tablier S du pont, pénètre partiellement dans le pilier P et y explose. Le processus de pénétration dans le pilier peut par exemple être assisté en utilisant une charge tandem dans la tête de combat 12 ou par allumage d'une charge de perçage. Lors d'un choc selon la figure 5, la tête de combat traverse de nouveau le tablier 16 du pont Z et explose ensuite à une profondeur optimale dans la fondation H du pont à arche. Dans les deux cas, on arrive ainsi à une efficacité maxi- male de la tête de combat. Revendications. 1. Procédé de ralliement d'une cible par un missible pilota- ble comportant une tête chercheuse, une électronique de guidage et une charge de combat et qui est lancé à partir d'un avion porteur à une distance relativement grande de la cible et rallie la cible en étant piloté, caractérisé en ce que le missile (1) est guidé du lieu de lancement (2) à la cible sur une trajectoire caractérisée par les sections suivantes: a) dans la première phase de vol (A) suivant le lancement (2) du missile (1), la tête chercheuse passive (10) du missi- le explore la configuration du sol dans la direction de vol (F) à la recherche de segments de lignes (3a, 3b) s'éten- dant à peu près parallèlement, qui peuvent provenir par exemple de routes, de lignes de chemin de fer ou de berges de rivières, et compare ceux-ci automatiquement dans l'élec- tronique de guidage (11) à des signes distinctifs du terrain mémoriséset en déduit la position du missile (1) par rapport à une telle configuration de sol (3), caractérisée par des lignes à peu près parallèles (par exemple route/voie de chemin de fer); b) dans la seconde phase de vol (B), le missile (1) suit automatiquement une configuration de sol (3) choisie condui- sant à la cible et caractérisée par des segments de lignes à peu près parallèles jusqu'à un point (5) de la trajectoire (A, B, C, D) o la cible (Z) est facilement détectable; c) dans la troisième phase de vol (C), le missile (1), après détection de la cible par la tête chercheuse (10), passe d'une position de vol à peu près horizontale dans la seconde phase de vol (B) à une trajectoire inclinée d'environ 30 par rapport à l'horizontale et orientée sur un point d'impact optimal dans la cible (Z), cette trajectoire se prolongeant en ligne droite (D) jusqu'au point d'impact de la cible; d) lorsque la phase de vol rectiligne (D) est atteinte, la tête de combat (12) est accélérée au moyen d'un propulseur propre (13). 2. Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce que le propulseur (14) du missile (1) est mis à feu dans la première phase de vol (A) et/ou dans la seconde phase de vol (B). 3. Procédé selon l'une des revendications 1 et 2, caractérisé en ce que la première phase de vol (A) et/ou la seconde phase de vol (B) sont effectuées en vol rasant. 4. Procédé selon l'une des revendications 1 à 3, caractérisé en ce que la tête de combat (12) peut déjà être accélérée dans la phase de vol rectiligne (b) à l'intérieur du missile. 5. Procédé selon l'une des revendications précédentes, carac- térisé en ce que la charge de combat (12) du missile est sous forme de charge tandem. 6. Procédé selon l'une des revendications précédentes, carac- térisé en ce que la mise à feu de la charge de combat n'est déclenchée qu'après la pénétration du tablier dans un pilier ou dans la fondation du pont.