Brevet FR2844065A1 — publié le 20040305

L'invention concerne les armes guidées ayant des ensembles de direction terminale et en particulier elle concerne un système de guidage destiné à commander le déclenchement d'un système de direction d'un engin. En règle générale, les engins, par exemple les engins de lutte contre les navires, peuvent comporter deux phases de vol qui sont mises en oeuvre successivement. Pendant la première phase, les coordonnées créées par un système de détermination de cible disposé à la plate-forme 10 de lancement permettent à l'engin d'être orienté vectoriellement vers le navire cible. Pour garder le cap voulu, l'engin vole en étant guidé par inertie. Cette phase de vol se poursuit jusqu'à ce que l'organe chercheur de l'engin, qui s'est verrouillé sur une cible, soit en possession de 15 données de qualité suffisante pour qu'il puisse donner la commande de l'engin au pilote automatique. Dans le cas d'un engin volant au ras de l'eau, ce régime de commande s'applique uniquement dans le plan d'azimut, et un altimètre radioélectrique transmet les données d'entrée de 20 hauteur nécessaires au pilote automatique pendant les deux phases de vol. La transmission de la commande à l'organe chercheur permet à l'engin de corriger les erreurs de cap par rapport à la cible choisie, résultant d'une combinaison de facteurs. Les erreurs de cap proviennent des causes 25 suivantes: a) les erreurs de détermination de cible lors du lancement, b) l'accumulation des erreurs de guidage par inertie en cours de vol, c) le déplacement de la cible en cours de vol, et, d) dans le cas d'un engin qui est dirigé vers un groupe de navires, la sélection d'un navire qui est décalé par rapport à la trajectoire de vol. Pour pénétrer les systèmes défensifs, il peut être 35 avantageux que l'engin exécute des manoeuvres essentiellement aléatoires tout en étant commandé par guidage par inertie, la phase terminale de direction étant la plus tardive possible. Cette disposition réduit l'efficacité du système de défense des cibles contre une telle attaque car, pendant la phase de direction finale, l'engin est vulnérable puisque sa trajectoire peut être facilement calculée. 5 La présente invention a pour objet la réalisation d'un système de commande d'engin qui permet une optimisation du déclenchement de la phase de direction finale d'un engin. L'invention concerne un système de guidage d'engin 10 qui comprend: a) un premier système de navigation, b) un système détecteur de cible, c) un second système de navigation de direction finale commandé par des signaux provenant du détecteur de 15 cible et destiné à guider l'engin vers la cible, et d) un processeur de signaux connecté au détecteur de cible et commandé par des signaux de la cible afin qu'il détermine des valeurs de l'angle formé par la direction de l'engin avec l'axe de visée de la cible et de la distance 20 de la cible, et, à partir de ces valeurs, qu'il calcule le temps du passage le plus tardif du premier système de navigation au second système de navigation de direction finale assurant la direction de l'engin sur la cible. Le premier système de navigation peut être un 25 système de navigation à inertie et le second système de navigation peut être un système de type proportionnel. Le passage du premier système de navigation à la phase de direction du système de navigation de direction finale se produit de préférence lorsque le processeur de signaux 30 détecte le fait que le module de sina/Rk s'élève jusqu'à une valeur égale à un, a étant l'angle d'observation de la cible à partir de l'engin ajouté à l'incidence de l'engin en lacet, R est la distance de la cible, k est une constante définie par: k = Xmax/3V, max xmax étant l'accélération latérale nominale maximale de l'engin et V la vitesse de l'engin. Le processeur peut commander le système de guidage d'engin de manière qu'une déviation soit introduite initialement par le second système de navigation proportionnelle afin que le module de sina/Rk s'élève à un lorsque cette déviation est supprimée. D'autres caractéristiques et avantages de l'invention ressortiront mieux de la description qui va suivre, faite en référence aux dessins annexés sur lesquels: la figure 1 est une vue schématique d'une trajec10 toire d'engin destinée à illustrer la direction de guidage final vers la cible; la figure 2 représente l'addition d'une manoeuvre d'évasion au cours du guidage final de la cible; la figure 3 est un schéma représentant graphiquement 15 des paramètres de la trajectoire de l'engin; et la figure 4 représente une famille de trajectoires d'interception de cible obtenues pour un engin volant à différentes distances de croisement d'un navire-cible. Un engin de lutte contre les navires suit par 20 exemple la trajectoire indiquée sur la figure 1. L'engin passe d'une phase 10 de navigation par inertie lors du déclenchement de la commande de direction finale au point 11 qui est le point de commutation, après que l'organe de recherche de l'engin a acquis une cible. L'engin est alors 25 guidé par commande par navigation proportionnelle vers la cible 13, qui est un navire comme représenté. L'erreur de cap au point de déclenchement de la commande de direction finale peut être représentée par la distance 14 de recoupement qui est la distance latérale du navire-cible 13 par 30 rapport à l'extrapolation linéaire 15 de la trajectoire de vol de l'engin au point 11 de commutation. La manoeuvre de l'engin avec variation correspondante de la distance 14 de recoupement pose des problèmes dans le cas des engins défensifs et des systèmes d'armes. Les performances d'un 35 système défensif diminuent pour des niveaux croissants de recoupement et de manoeuvre de la trajectoire de l'engin d'attaque. Ce phénomène peut être exploité dans l'engin d'attaque par introduction de manoeuvres délibérées, en plus de la composante induite aléatoirement et due aux erreurs de navigation, etc. Les engins d'attaque relativement anciens étaient soumis à de plus grandes composantes 5 d'erreurs aléatoires lors du guidage que les engins actuels, si bien que les engins plus récents ont tendance à former des cibles plus faciles pour les systèmes défensifs en l'absence de manoeuvre délibérée d'évasion. Quelle que soit la forme de la trajectoire globale 10 utilisée par l'engin qui attaque, il existe des contraintes, portant sur la configuration géométrique globale, qui deviennent de plus en plus importante lorsque la distance à parcourir diminue, car il est nécessaire que l'engin arrive dans l'espace à un emplacement à partir 15 duquel il peut exécuter sa phase terminale de vol pour atteindre la cible. Ainsi, toute manoeuvre différente ou imprévisible doit se terminer lorsque ce point est atteint. Comme indiqué dans la suite, la distance à laquelle ce phénomène doit se produire dépend de la distance de recou20 pement qui s'accumule avant la commutation à la phase terminale de navigation. Il est indiqué dans la suite que la création d'une grande distance de recoupement lors de la commutation (de l'ordre de 1 km) peut provoquer une manoeuvre ultérieure de l'engin qui entre dans les plages 25 de fonctionnement des systèmes défensifs de la couche interne. Cette forme de manoeuvre "déterministe" peut ellemême être considérée comme une tactique d'évasion, mais avec potentiellement moins de possibilités contre les systèmes d'armes de l'avenir qui seront plus élaborés. Une distance prédéterminée 24 de recoupement peut être obtenue comme indiqué sur la figure 2 qui correspond au point 21 auquel l'engin passe de la navigation par inertie 20 à la navigation proportionnelle 22 (direction finale). A ce point 21, défini comme étant le point de 35 retournement pour le distinguer du point de commutation, un décalage est introduit dans la loi de navigation après que l'organe de recherche de l'engin a acquis la cible 13. Ce décalage permet une déviation de navigation proportionnelle de l'engin pendant que celui-ci est commandé par les signaux de cible et se poursuit jusqu'à ce que l'engin atteigne le point de commutation 25 à une distance prédé5 terminée de recoupement lorsque l'engin doit commencer la phase classique de direction finale sans déviation, sans laquelle le navire-cible 13 serait manqué. L'engin peut déterminer la distance de recoupement 24 par détermination de la distance de la cible, de la vitesse de variation de 10 cette distance et de l'angle formé par l'axe de visée et le vecteur vitesse de l'engin. Cette combinaison de la création d'une distance de recoupement suivie d'une direction classique peut être utilisée avec une vitesse convenablement élevée de rotation depuis le point 25 de retournement. 15 De cette manière, l'axe de visée de l'engin, à partir du navire cible, change pendant cette phase finale de direction et réduit les risques d'interception par un engin "antiengin" ou un canon du navire. La réalisation normale de navigation proportionnelle 20 (PN) nécessite un niveau demandé d'accélération latérale x donné par: x = ove s avec, comme l'indique la figure 3 pour l'engin 30, o est la constante de navigation de type proportionnel, V la vitesse 25 de l'engin et 8s la vitesse angulaire de changement de l'axe de visée es de l'engin vers la cible. On peut montrer que, lorsque a = 2, E est approxis mativement constant et la vitesse de rotation du vecteur vitesse de l'engin (c'est-à-dire la trajectoire de vol) est 30 aussi constante et approximativement égale au double de la vitesse de variation de l'axe de visée. On sait que, lorsque o > 2, le trajet suivant l'axe de visée et les vitesses de variation de l'axe de visée diminuent avec le temps et, lorsque o = 3, on peut montrer 35 qu'il existe une diminution linéaire de vitesse de variation de la ligne de visée par rapport au temps, la vitesse devenant nulle à l'intersection. La vitesse de variation de trajectoire de vol (= a.vitesse de variation de l'axe de visée) a alors la même forme, avec toujours une valeur égale à trois fois la vitesse de variation de l'axe de visée. Grâce à l'utilisation d'une constante de navigation (PN) telle que a = 3, l'engin arrive avec une accélération latérale nulle après une réduction linéaire à partir d'un maximum instantané. Cette caractéristique est avantageuse car elle donne des possibilités d'ajustement terminal, mais 10 présente un inconvénients au point de vue des systèmes défensifs d'évasion, par rapport à une constante de navigation égale à deux. L'inventeur a découvert que le paramètre le plus important pour la détermination de la trajectoire optimale 15 d'un engin était le lieu de la dernière manoeuvre qui détermine la dernière position utile en pratique à partir de laquelle l'engin peut commencer la manoeuvre terminale, c'est-à-dire la position désignée par la référence 25 sur la figure 2. La figure 4 représente un certain nombre de trajectoires 40 à 42 et 40' à 42' d'un engin lorsqu'il vole à différentes distances de recoupement d'un navire-cible 13. Dans tous les cas, la phase de direction finale commence à une distance qui donne une même accélération latérale 25 maximale. Les lieux de ces distances sont indiqués par la courbe 43. Selon l'invention, l'engin met en oeuvre un algorithme ou une fonction de commutation permettant de déterminer lorsque le lieu 43 a été atteint, puis de déclencher le guidage de direction finale par navigation 30 proportionnelle. Il faut se rappeler sur la figure 3 que l'angle formé par l'axe de visée et la direction de l'engin (a) constitue l'angle d'observation de l'organe de recherche ajouté à l'incidence de l'engin en lacet, a0 étant la 35 valeur de a lorsque l'engin atteint le lieu sina0 = d/R0 (1) d étant la distance initiale de recoupement et R0 la valeur de la distance à parcourir (R) au lieu 43. Pour une constante de navigation égale à trois, on peut montrer que d peut être représenté approximativement par la relation suivante: d = t. /3 (2) maxi2/3 xmax étant la valeur maximale de l'accélération latérale créée (dès le début de la manoeuvre de direction finale) et t. étant le temps d'interception. i D'après les équations (1) et (2), on obtient: sina0 = maxR0/3V (3) Comme ti = R0/V, on a: sina0 = R/3V(4) 0 max (4) L'engin connait ses possibilités d'accélération l! latérale maximale xmax, et la distance à parcourir R0 et la vitesse V sont disponibles à partir de l'organe de recherche et de l'unité de mesure par inertie de l'engin, respectivement. Ainsi, l'engin peut déterminer le moment auquel il doit déclencher la manoeuvre terminale puisque 20 les lieux sont définis par les relations: sinao/R0 = k (5) 0 0 2 avec k = constante = max/3V2 max Ce résultat qui a été dérivé pour une constante de navigation proportionnelle (a) égale à trois, peut aussi 25 être démontré pour a = 2. L'équation (5) donne Isina/Rkl = 1. Par utilisation de cette relation, on peut conclure que, pendant la partie du vol de l'engin qui précède le passage à la direction terminale Isina/Rkl doit être inférieur à un. Tant que 30 cette condition est remplie, l'engin peut manoeuvrer ultérieurement vers la cible par navigation proportionnelle. Pendant la période dans laquelle Isina/Rkl REVENDICATIONS 1. Système de guidage d'engin, du type qui comprend: a) un premier système de navigation, 5 b) un système détecteur de cible, et c) un second système de navigation de direction finale commandé par des signaux provenant du détecteur de cible et destiné à guider l'engin vers la cible, caractérisé en ce qu'il comporte: un processeur de signaux connecté au détecteur de cible et commandé par des signaux de la cible (13) afin qu'il détermine des valeurs de l'angle formé par la direction de l'engin avec l'axe de visée de la cible (13) et de la distance de la cible (13), et, à partir de ces valeurs, 15 qu'il calcule le temps du passage le plus tardif du premier système de navigation au second système de navigation de direction finale assurant la direction de l'engin sur la cible (13). 2. Système de guidage d'engin selon la revendication 20 1, caractérisé en ce que le premier système de navigation est du type à inertie. 3. Système de guidage d'engin selon la revendication 1 ou 2, caractérisé en ce que le second système de navigation est un système de navigation de type proportionnel. 4. Système de guidage d'engin selon la revendication 3, caractérisé en ce que le passage du premier système de navigation à la phase de direction terminale du système de navigation de type proportionnel pour la direction terminale se produit lorsque le processeur de signaux détecte le 30 fait que le module de sina/Rk s'élève à un, a étant l'angle d'observation de la cible (13) depuis l'engin ajouté à l'incidence de l'engin en lacet, R étant la distance de la cible, k étant une constante donnée par k = xmax/3V, max étant l'accélération latérale nominale maximale de l'engin 35 et V étant la vitesse de l'engin. 5. Système de guidage d'engin selon la revendication 4, caractérisé en ce que le processeur est destiné à commander le système de guidage d'engin afin qu'une déviation soit d'abord introduite par le second système de navigation proportionnelle et que le module de sina/Rk soit accru jusqu'à la valeur un lorsque la déviation est supprimée.