Brevet FR2881821A1 — publié le 20060811

La présente invention est relative au guidage de missiles. Elle concerne en particulier, mais non exclusivement, de petits missiles aériens comportant un corps allongé avec des surfaces de vol principales fixées qui provoquent une rotation du corps dans une certaine direction pendant le vol du missile, et une partie formant nez relativement petite qui tend à tourner dans la direction opposée pendant le vol du missile. Un objet de la présente invention est de réaliser un missile approprié pour un vol commandé à travers un milieu fluide,comportant une partie de corps allongée ayant une inertie relativement élevée et une partie de commande ayant une inertie relativement faible et pouvant tourner librement sur la partie de corps autour de l'axe longitudinal du missi-le, caractérisé en ce que la partie de commande comporte un aileron qui est fixé avec un angle d'attaque constant prédéterminé de manière que, lors du vol du missile, la force de réaction entre l'aileron et le milieu fluide confère à la partie de commande une tendance à tourner dans le milieu fluide, la partie de corps étant munie de moyens de commande qui produisent dans la partie de corps une fréquence de changement d'angle de roulis de la partie de corps par rapport au milieu fluide qui est différente de celle de la partie de commande, la partie de commande comprend un élévateur qui est fixé selon un angle d'attaque constant prédéterminé pour réagir à tout moment pendant le vol du missile contre le milieu fluide arrivant sur lui pour appliquer au missile une force latérale instantanée, et en ce que le missile comprend des moyens de détection pour engendrer un signal d'erreur significatif d'un écart entre le trajet de vol instantané du missile et un trajet de vol désiré, et des moyens de guidage comprenant un circuit logique de guidage sensible au signal d'erreur pour engendrer un signal de guidage de missile et un accouplement sensible au signal de guidage pour limiter la rotation libre entre la partie de corps et la partie de commande du missile de manière que, en réponse au signal d'erreur, les moyens de guidage sollicitent la partie de commande en direction de l'angle de roulis dans lequel la force transversale appliquée au missile par l'élévateur est telle qu'elle réduit l'écart. Dans les missiles miniatures auxquels la présente invention s'applique particulièrement, il est avantageux que la partie de commande soit conçue comme une section de nez relativement petite du missile, lequel nez peut essentiellement comporter une paire d'ailerons fixés à des extrémités opposées d'un premier diamètre transversal, une paire d'élévateurs fixés à des extrémités opposées d'un second diamètre transversal, lui-même transversal par rapport au premier, et une masse de matière métallique dense telle qu'une charge devant être amenée sur la cible par le missile. D'autre part, le corps du missile peut con- tenir un ou plusieurs gyroscopes pour maintenir le missile stable et aider réellement dans son guidage. Une manière avantageuse pour définir le trajet de vol choisi et de prévoir un faisceau, tel qu'un faisceau laser, provenant de la station de guidage du missile. Bien qu'un laser soit préféré, d'autres radiations électromagnétiques cohérentes sont appropriées pour le faisceau. Des capteurs disposés sur la surface du missile orientée vers l'arrière fournissent des informations suffisantes concernant la position du missile dans le faisceau pour guider le missile et le maintenir dans le faisceau. Des missiles selon l'invention peuvent être utilisés en tant que sousmissiles dans l'invention décrite dans la demande de brevet anglais ni' 81 32 088, dans laquelle la petite taille pouvant être obtenue avec le missile selon la présente invention est d'une très grande importance. Pour une meilleure compréhension de l'in- vention, celle-ci va être décrite en détails par la suite en regard aux dessins annexés sur lesquels: - la Fig. 1 est une vue en perspective d'un missile selon l'invention; - la Fig. 2 est une vue d'un côté d'une partie avant du missile de la Fig.1, arrachée partiellement pour faire apparaitre les détails d'un accouplement à glissement; - la Fig. 3 est un schéma des moyens de guidage qui commandent l'accouplement à glissement. La Fig. 1 représente un missile comprenant un corps 10 et une partie de nez 11. Quatre surfaces de vol principales 12 sont prévues à l'arrière du corps 10 et sont orientées de manière que le corps 10 ait tendance à tourner dans le sens des aiguilles d'une montre (en regardant à partir de l'avant du missile) pendant un vol normal, comme indiqué par la flèche F. La partie de nez 11 du missile est en rotation libre par rapport à la partie de corps 10, autour de l'axe longitudinal du missile. Cette partie de nez porte une paire d'ailerons fixes 13 à des extrémités opposées d'un diamètre transversal de celle-ci, ce qui donne au nez 11 une tendance à tourner pendant un vol normal du missile, dans une direction indiquée par la flèche f inverse à celle de la partie de corps 10 pendant un vol normal du missile. Une paire d'élévateurs 14 fixés sur la partie formant nez avec un faible angle d'attaque et situés à des extrémités opposées d'un diamètre transversal à celui contenant les ailerons, appliquent au missile une force transversale, c'est-à-dire une force en direction transversale par rapport à son vol. Pendant le temps où la rotation du nez 11 est libre, il n'existe aucune force de guidage transversale unidirectionnelle sur le missile. Cependant, lorsque la rotation libre est interrompue, la force résultante entraîne une accélération du missile dans une direction transversale à sa longueur. Il est évident après ce qui précède que le vol du missile est commandé d'une manière "canard". La Fig. 2 représente plus en détails la liaison entre le nez 11 et le corps 10. Un arbre axial 15 du nez s'étend vers l'arrière dans le corps 10 et est porté à l'intérieur par un chemin de roulement à billes avant 16 et un chemin de roulement à billes arrière 17. Un accouplement électromagnétique classique, portant dans l'ensemble la référence 18, est utilisé pour interférer avec la rotation libre du nez 11 par rapport au corps 10 d'une manière connue en soi. L'accouplement 18 comprend une bobine annulaire 19 à travers laquelle peut circuler un courant électrique pour engendrer un champ électromagnétique ayant une interraction avec une armature 20 disposée sur la nez 11 pour s'opposer à la rotation du nez 11 par rapport à la bobine 19. Un courant électrique est appliqué à la bobine 19 par des moyens de guidage, non représentés sur la Fig.2, qui modifient ce courant dans le temps de manière à interférer avec la rotation libre du nez aux instants où une correction de guidage du missile est nécessaire. Cette interférence intro- duit une disparité entre la durée pendant laquelle les surfaces d'élévateurs 14 se trouvent dans une certaine position angulaire du nez et la durée pendant laquelle elles occupent d'autres positions angulaires, c'est- à-dire que les élévateurs sont sollicités en direction d'une position angulaire choisie accélérant ainsi transversalement le missile comme requis pour corriger le trajet de son vol. Dans le cas de limitation, le courant à travers la bobine est tel que la position angulaire du nez est maintenu fixe par rapport à l'environnement du missile pendant un temps suffisamment long pour obtenir la correction de guidage nécessaire. Le missile représenté aux Fig. 1 et 2 est guidé le long d'un faisceau laser plan polarisé et pulsé provenant d'une station de commande de missiles. La durée de chacune des impulsions de laser est avantageusement de 100 ns. Sur une surface orientée vers l'arrière du missile sont prévues des photodiodes pin comportant des filtres de polarisation croisés. Ces photodiodes sont sensibles au faisceau laser et produisent des signaux électriques utilisés pour le guidage du missile, comme représenté schématiquement sur la Fig.3. Sur la Fig.3a,une première photodiode 30 et une seconde photodiode 31, chacune comportant une sur-face sensible de 5,5 mm de diamètre, engendrent des signaux électriques lorsque le faisceau laser arrive sur elles, ces signaux constituant des entrées pour les composants restants des moyens de guidage du mis- sile. La transmittance des polarisateurs lorsqu'ils sont croisés avec le faisceau laser est de 3 % et elle est de 45 Z lorsqu'ils sont parallèles. Le courant de sortie de chaque photodiode est proportionnel à cos2 9 (ou 9 est l'angle entre le plan de polarisation du faisceau laser et celui du polarisateur sur la photodiode) . La sensibilité de chaque cellule de photo-diode est de 0,5A/W,l'entrée maximum est de 3 x 10-4A et le minimum 5 x 10-8A. Lorsque $ = 45' pour chacun des deux polarisateurs, la transmittance de chacun est la mime, de 25 Z. Le faisceau laser est modulé d'une telle manière que les entrées varient en fonction de la position des diodes 30 et 31 à l'intérieur du faisceau laser. Plus particulièrement les signaux provenant des photodiodes portent une information suffisante pour établir une déviation radiale R de l'axe longitudinal du missile à partir d'un axe de guidage fictif situé au centre du faisceau laser et un angle d'erreur GE significatif de la direction dans laquelle se trouve l'axe du missile par rapport à, l'axe de guidage fictif. Un agencement analogue est représenté dans la description du brevet américain n'3 957 377. Comme représenté sur la Fig.3, les photo-diodes 30 et 31 comportent des filtres de polaristion croisés de telle manière que, comme représenté sur le dessin, avec le faisceau laser polarisé, une comparaison des signaux provenant des photodiodes établisse un angle de roulis GB du corps 10 du missile par rapport au plan de polarisation du faisceau laser. Les diodes 30 et 31 fournissent des entrées à des amplificateurs 32 et 33 respectivement, qui constituent un circuit de pré-amplification et de polarisation des photodiodes qui, de manière classique, comprend un ensemble de 2 à 4 amplificateurs opérationnels dans une rangée. Les sorties analogues des amplificateurs 32 et 33 fournissent deux entrées à chacun d'un circuit addionneur 34 et d'un circuit d'angle de roulis 35, ces deux circuits réalisant ensemble une fonction d'accélération de trains d'impulsions et d'angle de roulis du missile et comportent de manière classique un ensemble de deux amplificateurs opérationnels. Le circuit additionneur 34 fournit comme sortie numérique, une série de trains d'impulsions 36 qui est significative du faisceau laser de guidage pulsé reçu par les diodes 30 et 31. Le faisceau laser est modulé de telle manière que la durée des impulsions 36 que produit le circuit additionneur 34 à ses sorties, soit significative de ladite erreur radiale R. La fréquence de répétition des impulsions 36 est significative de l'angle d'erreur eE. Les impulsions 36 sont appliquées à un circuit de décodage d'impulsions 37 (Fig.3b). La sortie du circuit d'angle de roulis 35 fournit une information telle que l'angle de roulis eB du corps du missile par rapport à l'espace. Elle n'identifie pas un angle de roulis unique mais deux angles de roulis espacés l'un de l'autre de 180.. La sortie du circuit d'angle de roulis 35 est appliquée à un circuit logique d'angle de corps 38. Le circuit d'angle de roulis 35 engendre également un signal de commande de gain automatique (AGC) qui est appliqué aux amplificateurs 32 et 33 et il sert à assurer leur fonctionnement linéaire. Tant le l'amplification est linéaire, l'angle de roulis eB peut être déterminé par comparaison de l'amplitude de sortie des amplificateurs 32 et 33. Les circuits 37 et 38 sont des composants d'un circuit de téléguidage par faisceau à logique numérique, (généralement constitué d'un ensemble de quatre amplificateurs opérationnels) qui examinent l'angle d'erreur eE et déterminent l'angle eG de la partie de nez 11 du missile dans l'espace, qui est nécessaire pour corriger l'erreur. L'angle spatial voulu de la partie de nez 11 est obtenu en assurant un angle voulu 8DNB de la partie de nez 11 par rapport au corps du missile 10 en se référant à l'angle de roulis l'espace 8B du corps du missile. Ainsi le circuit de guigade comprend un circuit 39 de mise en forme de téléguidage par faisceau qui reçoit, à partir du circuit de décodage d'impulsions 37, un signal d'entrée indiquant l'angle d'erreur de corps de missile 8'E et l'erreur radiale R. A partir de ces entrées, il détermine l'angle spatial de nez de missile 86 exigé et applique celui-ci en tant qu'entrée à un circuit additionneur 40. Le circuit logique d'angle de corps 38 examine la manière avec laquelle l'erreur radiale inso tantanée R et la fréquence de changement, R, varient en fonction d'une commande guidage et, à partir de cette information, inverse le signal à partir du circuit d'angle de roulis 35 lorsque cela est nécessaire pour fournir un angle de roulis spatial de corps de missile non équivoque BB en tant qu'entrée au circuit additionneur 40. Ce dernier circuit fournit, en tant que sortie analogue à partir du circuit de guidage, un signal significatif d'un angle relatif demandé BCNB entre le corps du missile et le nez du missile. Cette sortie est appliquée à un circuit à boucle de roulis du nez analogue comportant un circuit de mise en forme 41 (qui est génélement constitué d'un ensemble de trois amplificateurs opérationnels) qui comparent l'angle demandé avec un signal dérivé d'un diviseur de tension, qui est significatif de l'angle actuel 8'NB entre le nez et le corps du missile. En de tels instants, lorsque l'axe longitudinal du missile coïncide avec l'axe de guidage fictif, on obtient une sortie nulle à partir du circuit de mise en forme de guidage 39 de sorte que le circuit additionneur 40 applique simplement, au circuit de mise en forme de boucle de roulis du nez 41, un signal cyclique significatif de 9B, c'est- à-dire corespondant à la rotation permanente du corps du missile 10. Dans ces circonstances le circuit 41 fournit une sortie nulle. D'un autre côté, dans le cas où il existe un écart radial R entre l'axe du corps du missile 10 et l'axe de guidage fictif, le circuit additionneur 40 produit un signal qui impose au circuit 41 de produire une sortie amplifiée par un amplificateur d'attaque 43 pour.actionner l'accouplement 18 entre le corps de missile 10 et le nez 11 pour fournir un angle de corps-nez voulu BDNB' L'accouplement n'est pas nécessairement un dispositif électromagnétique tel qu'il est représenté dans le mode de réalisation illustré. Il peut s'agir par exemple d'un dispositif piezoélectrique qui soit sensible au passage d'un courant électrique à travers lui pour s'étendre le long d'un certain axe et exercer ainsi une résistance par frottement à la rotation libre de la partie du nez sur le corps du missile. De même, un élément d'accouplement peut utiliser l'effet Johnson-Raebeck par lequel une matière telle que l'agate subit une modification dans ces coefficients de friction lorsqu'elle est soumise à une contrainte électrique. Un dispositif approprié pour être utilisé en tant qu'accouplement 18 et qui utilise cet effet, est réalisé par M.L. AVIATION LIMITED, dont l'adresse est White Waltham Aerodrome, Maidenhead, Berkshire. Une information concernant l'angle de roulis du corps du missile dans l'espace peut être obtenue à partir d'un gyroscope de roulis placé à bord du missile au lieu d'être obtenue à partir d'un signal de guidage par faisceau laser. REVENDICATIONS 1. Missile approprié pour un vol commandé à travers un milieu fluide, comportant une partie de corps allongée (10) ayant une inertie relativement élevée et une partie de commande (11) ayant une inertie relativement faible qui peut tourner librement sur la partie de corps autour de l'axe longitudinal du missile, missile caractérisé en ce que la partie de commande comporte un aileron (13) qui est fixé avec un angled'attaque constant et prédéterminé de manière que durant le vol du missile, la force de réaction entre les ailerons et le milieu fluide confère à la partie de commande une tendance à tourner à l'intérieur du milieu fluide, la partie de corps est munie de moyens de commande (12) qui produisent dans la partie de corps une fréquence de changement d'angle de roulis de la partie de corps par rapport au milieu fluide qui est différente de celle de la partie de commande, la partie de commande comprend un élévateur (14) qui est fixé avec un angle d'attaque constant et prédéterminé pour réagir à tout moment pendant le vol du missile contre le milieu fluide qui lui est appliqué pour appliquer une force latérale instantanée sur le missile, et en ce que le missile comprend des moyens de détec- tion (30,31,34) pour engendrer un signal d'erreur indiquant un écart entre le trajet de vol instantané de missile et un trajet de vol voulu, et des moyens de guidage (37 à 43) comprenant un circuit logique de guidage sensible audit signal d'erreur pour engendrer un signal de guidage de missile et un accouplement (18) sensible au signal de guidage pour limiter la rotation libre entre la partie de corps et la partie de commande de missile de telle manière que, en réponse au signal d'erreur, les moyens de guidage sollicitent la partie de commande en direction de l'angle de roulis dans lequel la force transversale appliquée sur le missile par l'élévateur est telle qu'elle réduit ledit écart. 2. Missile selon la revendication 1, caractérisé en ce que la partie de commande est réalisée comme une partie formant nez du missile. 3. Missile suivant l'une des revendications 1 ou 2, caractérisé en ce que l'aileron est constitué par une paire d'ailerons fixes situés à des extrémités opposées d'un premier diamètre transversal. 4. Missile selon la revendication 3, caractérisé en ce que l'élévateur est constitué par une paire d'élévateurs fixes situés à des extrémités opposées d'un second diamètre transversal, lui-même transversal au premier diamètre. 5. Missile selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce qu'il comprend des moyens de détections (30,31) pour tirer une information à partir d'un faisceau de radiation définissant un trajet de vol pour le missile. 6. Missile selon la revendication 5, caractérisé en ce que la radiation du faisceau est électromagnétique et cohérente. 7. Missile selon la revendication 6, caractérisé en ce que les moyens de détections sont sensibles à une radiation laser. 8. Missile suivant l'une des revendications 5, 6 ou 7, caractérisé en ce que les moyens de détec- tion comprennent deux éléments de polarisation plans croisés recouvrant chacun un élément de photodiode. 9. Missile suivant l'une quelconque des rveendications 5 à 8, caractérisé en ce que le fais- ceau est modulé de manière que l'information recueillie par lesdits moyens de détection soit suffisante pour déterminer un déplacement angulaire et radiale du missile à partir d'un axe de référence le long du faisceau. 10. Missile selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que ledit accouplement (18) est un accouplement électromagnétique. 11. Missile selon l'une quelconque des re vendications 1 à 9, caractérisé en ce que ledit accouplement (18) comprend un dispositif piezo-électrique qui, par une modification d'une dimension de celui-ci, provoquée par ledit signal de guidage, oppose une résistance par frottement à la rotation libre de la partie de commande. 12. Missile selon l'une quelconque des revendications 1 à 9, caractérisé en ce que l'accouple-ment utilise l'effet Johnson-Raebeck en ce qu'il comprend un dispositif constitué d'une matière qui subit une modification d'un coefficient de frottement de celle-ci lorsqu'elle est soumise à une contrainte électrique. 13. Missile selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce qu'il est en combinaison avec des moyens destinés à engendrer un faisceau pour définir un trajet de vol pour le missi-le. 14. Ensemble de missiles selon l'une quelconque des revendications 1 à 13, caractérisé en ce qu'il est pris en combinaison avec un missile porteur, avec lequel ledit ensemble a une relation de sous-missiles portés.