Brevet FR2903193A1 — publié le 20080104

L'invention concerne un système à radar et plus précisément un engin dirigé ayant un dispositif de recherche à radar essentiellement destiné à être utilisé contre des cibles fixes. Dans le cas d'une cible d'installation radar, le dispositif de recherche doit seulement être d'un type passif qui répond aux émissions du radar cible, mais l'origine des signaux de radar n'est pas pertinente pour l'invention. Un problème courant posé aux dispositifs de recher- che est la présence d'une polarisation à laquelle un certain nombre de facteurs peuvent contribuer, par exemple la distorsion de l'axe de visée due à des imperfections du radome. L'effet de cette polarisation est que la caractéristique de différence produite par la soustraction des signaux d'éléments d'antenne espacés ouinclinés a un point neutre qui est décalé par rapport à l'axe de visée de la cible, et ainsi le dispositif de recherche "louche" vers la cible et donne un signal de commande de direction qui a tendance à diriger l'engin en-dehors du parcours néces- saire. Il en résulte ainsi une course "fléchie" qui devrait être rectiligne normalement, visant toujours à quelques degrés de la cible (en fonction de l'amplitude de la polarisation). Le problème de la polarisation est particulièrement important dans les systèmes modernes utilisant des lois perfectionnées de guidage et des algorithmes perfectionnés de correction de distorsion du dispositif de recherche, puisque les perfectionnements donnés par ces techniques peuvent être considérablement réduits en présence de la polarisation. La présente invention a pour objet la suppression ou au moins la réduction de cette restriction sur l'efficacité des perfectionnements des lois de guidage et des correcteurs de la distorsion du dispositif de recherche. Selon la présente invention, dans un système de recherche à radar destiné à un engin dans lequel une mesure de l'angle de la cible par rapport à l'axe de roulis de 2903193 2 l'engin est dérivée et l'engin est dirigé en fonction de cet angle, et dans lequel une polarisation du système donne un écart entre les valeurs vraie et mesurée de cet angle, un signal de correction est incorporé à la valeur mesurée 5 de l'angle, le signal de correction étant dérivé d'une valeur estimée d'un signal représentatif du parcours. Dans un système destiné à être utilisé avec un engin destiné à descendre sur une cible fixe, et dans lequel le signal représentatif d'un parcours a une valeur nulle 10 lorsque l'engin se trouve convenablement sur le parcours dans le plan d'azimut, le système comprend de préférence un dispositif destiné à dériver une composante de correction d'angle d'azimut à partir du signal représentatif du par-cours afin qu'il soit incorporé à la composante d'azimut de 15 l'angle de la cible. Le signal représentatif d'un parcours peut être un signal de pente d'axe de visée en azimut de la cible. Le dispositif destiné à dériver une composante de correction d'angle d'azimut peut comporter un organe de 20 commande de type proportionnel et par intégration, destiné à traiter le signal de pente d'axe de visée. Le système comporte de préférence un dispositif destiné à estimer la valeur de l'angle de la cible d'après le signal représentatif du parcours, un dispositif destiné 25 à dériver un signal d'erreur d'une comparaison entre les signaux d'angle mesuré et estimé de la cible, un dispositif destiné à numériser un signal d'erreur résiduelle à des valeurs prédéterminées, un dispositif d'intégration de la valeur numérisée, destiné à former un signal de correction 30 variant lentement et destiné à être incorporé à l'angle de la cible, et un dispositif de combinaison du signal de correction tiré du signal d'erreur afin qu'il crée le signal d'erreur résiduelle. Le dispositif de numérisation peut former une première valeur positive prédéterminée, une 35 première valeur négative prédéterminée et une première valeur nulle selon que le signal d'erreur résiduelle est excessivement positif, excessivement négatif ou d'amplitude 2903193 3 comprise entre des limites positive et négative prédéterminées. L'angle de la cible par rapport à l'axe de roulis de l'engin est de préférence l'angle d'observation de la cible 5 et le système comporte de préférence un dispositif destiné à estimer l'angle d'observation de la cible d'après la pente de l'axe de visée, le temps de parcours et l'angle d'incidence de l'engin entre l'axe de roulis et la trajectoire de vol. 10 Un mode de réalisation de système à radar incorporant une correction de polarisation selon l'invention est maintenant décrit à titre illustratif en référence aux dessins annexés sur lesquels : la figure 1 est une vue schématique en élévation 15 d'un engin-•M dans son parcours vers une cible radar T ; la figure 2 est un diagramme synoptique d'un schéma de correction de polarisation destiné à une phase précoce d'un vol d'engin ; et la figure 3 est un diagramme synoptique d'un schéma 20 .de correction de polarisation d'une phase terminale d'un vol d'engin. On se réfère à la figure 1 des dessins ; elle représente une vue en élévation d'un engin M qui peut être lancé d'un aéronef sur une trajectoire de vol F, et devant des- 25 cendre verticalement vers une cible fixe T. Bien qu'une descente verticale constitue un premier critère connu, d'autres angles importants de descente, par exemple jusqu'à 30 par rapport à la verticale, peuvent être spécifiés. Les divers paramètres impliqués sont les suivants : 30 em = hauteur du corps (c'est-à-dire l'angle formé entre l'axe horizontal de référence spatiale et l'axe de roulis de l'engin) a = angle d'incidence (formé entre l'axe de roulis de l'engin et la trajectoire de vol F), cet angle est 35 parfois connu sous le nom d'angle d'attaque, ef = angle de hauteur de la trajectoire de vol, es = angle vrai de l'axe de visée (par rapport à une 2903193 4 référence spatiale horizontale) 8d = angle d'hélice, c'est-à-dire l'angle formé entre la trajectoire de vol F et l'axe de visée S = 8f - 8s Vm = vitesse de l'engin le long de la trajectoire de 5 vol 8L (hauteur), (DL (azimut) = angle d'observation, c'est-à-dire l'angle formé entre l'axe de visée de l'antenne, c'est-àdire l'axe de roulis dans ce cas, et l'axe de visée de la cible = 8d + a (en hauteur). 10 Lorsqu'aucune force transversale n'est appliquée à l'engin, l'angle d'incidence doit être nul. Cependant, en azimut, un angle persistant d'incidence peut être dû à des vents latéraux et, en hauteur, un angle réglé d'incidence est nécessaire pour la compensation de l'effet de la pesan- 15 teur. Dans la partie initiale du vol, la "phase d'approche", l'engin vole suivant une trajectoire de croisière "économique". En hauteur, l'angle d'hélice est réglé à une valeur fixe prédéterminée, par exemple 30 , afin que 20 l'engin atteigne cet angle puis y reste. Aucune tentative n'est réalisée pendant cette phase pour la correction de la polarisation en hauteur. Des calculs périodiques sont réalisés pendant la phase d'approche afin que l'angle d'hélice qui pourrait être nécessaire pour la position actuelle de 25 l'engin soit déterminé pour une descente circulaire terminale aboutissant sur une trajectoire verticale. Initiale-ment, cet angle d'hélice est déterminé comme étant supérieur à 30 , l'engin ayant été réglé jusqu'à présent de cette manière et aucune action n'étant effectuée. Lorsque 30 la trajectoire progresse cependant, l'angle calculé d'hélice diminue et, à 30 (par exemple au point P), une transition régulière est permise vers la phase terminale, avec une trajectoire circulaire. L'angle d'hélice peut évidemment être calculé par rapport à d'autres formes de trajec- 35 toire terminale et à d'autres angles de descente finale. Pendant la phase d'approche, l'engin est commandé afin qu'il compense la pente de l'axe de visée en azimut, 2903193 5 considérée comme signal convenant pour l'indication de la coïncidence au parcours, si bien que l'engin vole directe-ment le long de l'axe de visée en azimut. Comme décrit dans la suite, la correction de polarisation est utilisée dans 5 le plan d'azimut dans cette phase. Dans la phase terminale, la correction de polarisation en azimut est poursuivie comme indiqué sur la figure 2, et un schéma de correction de polarisation en hauteur commence comme indiqué sur la figure 3. 10 Manifestement, la polarisation, utilisée dans la détermination de l'axe de visée de la cible, donne une commande erronée du vol dans les deux étapes dans la mesure où l'angle de descente finale peut être notable par rapport à la verticale et, en outre, la distance d'écart à la cible 15 peut augmenter de manière inacceptable. Le schéma de correction de la phase d'approche est maintenant décrit en référence à la figure 2. Dans cette phase, comme décrit précédemment, la commande n'est réalisée qu'en azimut, le critère utilisé étant le maintien de 20 la trajectoire de Nol dans un plan vertical passant par l'engin et la cible. La figure 2 représente à la fois les conditions ou contraintes physiques et de l'appareillage. La boucle 2 de guidage d'atterrissage travaille en fonction de l'angle 25 mesuré d'observation en azimut 4L corrigé par un signal 4c formé selon l'invention. Cette boucle 2 transmet des si- gnaux de direction d'engin qui commandent la déviation des ailettes. Le résultat de la déviation des ailettes dépend des caractéristiques dynamiques 4 de l'engin et du disposi- 30 tif de recherche. L'attitude du corps de l'engin dans l'espace cDm répond très rapidement à la déviation des ailettes, ce trajet de rétroaction portant la référence 6. La réponse de la position du corps de l'engin dans l'espace est représentée par le trajet 8 de rétroaction lente et le 35 comportement cinématique 10 du système. L'angle d'azimut d'axe de visée 4s dépend de la position du corps et est ainsi dérivé à l'aide du trajet de rétroaction cinématique. 2903193 6 Cet angle d'axe de visée 4 est l'angle vrai d'axe de visée par définition. Le signal d'angle du corps 4m du trajet 6 de rétro- action est soustrait de l'angle de trajectoire de vol en 10 5 et on peut voir d'après la situation analogique en hauteur (figure 1) que le résultat est l'angle d'observation en azimut qui est donc l'angle vrai d'observation en azimut CI)L. Cet angle vrai d'observation est alors perturbé par 10 divers facteurs avant qu'il n'apparaisse sous forme de l'angle mesuré d'observation Une erreur 12 du facteur d'échelle est imposée. Une erreur de polarisation est ajoutée en 13. Une erreur due au couplage parasite est ajoutée en 14. Toutes ces erreurs contribuent à l'angle mesuré 15 d'observation 4L appliqué au circuit 16 de sommation afin qu'il progresse sous la commande d'un signal contrôlé de décalage, c'est-à-dire un signal de correction 4c. Le signal de sortie est alors l'angle d'observation corrigé ou modifié 4L. 20 Un signal est utilisé pour l'exécution de cette correction, ce signal dépendant de l'écart de l'engin par rapport au parcours de collision. Dans cet exemple, c'est le signal de pente d'axe de visée qui donne l'indication nécessaire à l'écart. Comme l'engin doit voler le long de 25 la ligne de visée dans le plan d'azimut, tout écart donne une vitesse angulaire de l'axe de visée, c'est-à-dire une pente finie de l'axe de visée. Une estimation de ce signal est facilement disponible de manière connue à l'aide du circuit électronique du dispositif de recherche et des 30 instruments 18 de l'engin et il est appliqué à un organe 20 de commande dans le cadre de l'invention. L'organe 20 de commande comprend un circuit proportionnel et par intégration et il a comme caractéristique 'c =IK1 + K2/Sirs 35 telle que 4c est le signal de correction de sortie, K1 est la constante proportionnelle, 2903193 7 K2 est la constante d'intégration, S est l'opérateur laplacien (. d/dt) et rs est l'estimation de pente d'axe de visée. Dans le cas considéré, l'antenne est supposée soli- 5 darisée à l'engin, l'angle d'observation étant déterminé d'après les signaux de sortie d'antenne. Dans un autre système dans lequel l'antenne est montée à la cardan et est stabilisée, les angles des anneaux de cardan transmis par les capteurs d'angles peuvent être corrigés en fonction de 10 la pente d'axe de visée. Le système précité de correction de polarisation est utilisé pour la commande en azimut au cours du vol. Le schéma de correction utilisé en hauteur pour la phase terminale du vol de l'engin est décrit en référence à 15 la figure 3. Dans le plan de hauteur, c'est-à-dire comme représenté sur la figure 1, l'angle mesuré d'observation 81, avec sa polarisation incorporée, est dérivé comme indiqué précédemment. Il est appliqué à un circuit 16 de sommation 20 afin qu'un signal de correction puisse être ajouté. Avant dérivation du signal de correction, il faut noter que, bien que le critère était l'annulation de la pente d'axe de visée (en azimut) dans la phase d'approche, cette pente ne doit pas être annulée en hauteur immédiate- 25 ment dans cette phase terminale car l'angle vertical de descente serait manifestement perturbé et, en outre, une instabilité risquerait d'apparaître lors de la demande soudaine d'un parcours rejoignant l'axe de visée. Il faut donc que la pente d'axe de visée soit constante (dans le 30 cas d'une trajectoire circulaire) et l'angle d'hélice doit diminuer avec une vitesse limitée et progressive. Ceci est obtenu à l'aide d'une boucle fermée à couplage très peu serré qui donne presque une commande en boucle ouverte, comme décrit dans la suite. 35 On se réfère à nouveau à la figure 3 ; l'angle d'observation mesuré 8L est comparé, dans un circuit 22 de différence, avec une valeur estimée de l'angle d'observa- 2903193 8 tion eL qui peut être dérivée de diverses manières. Par exemple, la pente d'axe de visée peut être dérivée de la trajectoire de vol obtenue. Sa valeur peut être tirée de la disposition géométrique de la situation. Ainsi, la compo- 5 sante de la vitesse de la trajectoire de vol transversale-ment à l'axe de visée est approximativement égale à Vm.Bd. Ceci donne une pente d'axe de visée sous forme VmOd/R, R étant la distance. Ainsi, la pente estimée d'axe de visée est 10 rs = VmOd/R = ed/T et 8d = Trs T étant le temps du reste du parcours, c'est-à-dire le temps jusqu'à l'impact. D'après la figure 1, l'angle d'observation est égal 15 à l'angle d'hélice augmenté de l'angle d'incidence et 'ainsi, on a 81 = Trs + a dans laquelle a est l'angle d'incidence en hauteur. Ce traitement est réalisé par le bloc 24 en fonction 20 des facteurs estimés T, rs et a. Le temps du. reste du parcours est calculé d'après la distance estimée et la vitesse connue de l'engin. Un signal d'erreur E est ainsi produit, et il est limité à 6 ou à une valeur comparable par un circuit 25 limiteur 26. Un filtre 28 supprime le bruit et les variations rapides et donne un signal d'erreur lissé qui déclenche le signal de correction. Un signal d'erreur résiduelle 0e est formé à partir de la somme (30) du signal filtré d'erreur et du signal 30 de correction Ac qui doit être ajoutée à l'angle mesuré d'observation. Le signal d'erreur résiduelle 0e est soumis à une opération de numérisation 32 qui consiste dans la formation des valeurs suivantes de sortie de 9c 8c = - 0,4 /s si 0e>0,5 35 c = 0 si 0e change de signe 6c = + 0,4 /s si 0e REVENDICATIONS 1. Système à dispositif de recherche radar destiné à un engin, dans lequel une mesure de l'angle de la cible par rapport à l'axe de roulis de l'engin est dérivée et l'engin est dirigé en fonction de cet angle, et dans lequel une polarisation présente dans le système crée un écart entre les valeurs vraie et mesurée de cet angle, dans lequel un signal de correction est incorporé à la valeur mesurée de l'angle, le signal de correction étant dérivé d'une valeur estimée du signal représentatif d'un parcours. 2. Système selon la revendication 1, destiné à être utilisé avec un engin destiné à descendre sur une cible fixe et dans lequel le signal représentatif d'un parcours a une valeur nulle lorsque l'engin se trouve convenablement sur le parcours dans le-plan d'azimut, le système comprenant un dispositif destiné à dériver une composante de correction d'angle d'azimut à partir du signal représenta-tif de parcours afin qu'il soit incorporé à la composante d'azimut de l'angle de la cible. 3. Système selon la revendication 2, dans lequel le signal représentatif du parcours est un signal de pente d'axe de visée en azimut de la cible. 4. Système selon la revendication 3, dans lequel le dispositif destiné à dériver une composante de correction d'angle d'azimut comporte un organe de commande proportionnel et par intégration destiné à traiter le signal de pente d'axe de visée. 5. Système selon la revendication 1, comprenant un dispositif destiné à estimer la valeur de l'angle de la cible en fonction du signal représentatif du parcours, un dispositif destiné à dériver un signal d'erreur d'une comparaison des signaux d'angle mesuré et d'angle estimé de la cible, un dispositif destiné à numériser un signal d'erreur résiduelle sous forme de valeurs prédéterminées, un dispo- sitif destiné à intégrer les valeurs numérisées afin qu'il forme un signal de correction variant lentement destiné à être incorporé à l'angle de la cible, et un dispositif 2903193 11 destiné à combiner le signal de correction au signal d'erreur afin qu'il crée le signal d'erreur résiduelle. 6. Système selon la revendication 5, dans lequel le dispositif de numérisation forme une première valeur posi- 5 tive prédéterminée, une première valeur négative prédéterminée et une première valeur nulle en fonction du fait que le signal d'erreur résiduelle est excessivement positif, excessivement négatif ou d'amplitude comprise entre des limites positive et négative prédéterminées. 10 7. Système selon la revendication 5 ou 6, dans lequel le signal représentatif du parcours est un signal de pente d'axe de visée de cible. 8. Système selon la revendication 7, dans lequel l'angle de la cible par rapport à l'axe de roulis de l'en- 15 gin est l'angle d'observation de cible; et comprenant un dispositif d'estimation de l'angle d'observation de cible à partir de la pente d'axe de visée, du temps du parcours restant et de l'angle d'incidence de l'engin formé entre l'axe de roulis et la trajectoire de vol. 20 9. Système selon l'une quelconque des revendications 5 à 8, destiné à être utilisé pour le réglage en hauteur dans la phase terminale du vol de l'engin, la phase terminale ayant une trajectoire de vol de forme prédéterminée parvenant sur une cible fixe avec un angle prédéterminé, et 25 un dispositif est destiné à déclencher la phase terminale lorsque l'angle d'hélice formé entre la trajectoire de vol et l'axe de visée devient égal à une valeur prédéterminée conservée pour une phase d'approche précédant la phase terminale. 30 10. Système selon la revendication 9, dans lequel le réglage d'azimut dans la phase d'approche et dans la phase terminale met en oeuvre un signal représentatif du parcours ayant une valeur nulle lorsque l'engin se trouve convenablement sur son parcours dans le plan d'azimut, le système 35 comprenant un dispositif destiné à dériver une composante de correction d'angle d'azimut du signal représentatif du parcours afin qu'elle soit incorporée à la composante 2903193 12 d'azimut de l'angle de la_cible. 11. Système selon l'une quelconque des revendications 1 à 10, dans lequel la mesure de l'angle de la cible par rapport à l'axe de roulis de l'engin est l'angle d'ob- 5 nervation tiré des caractéristiques d'une antenne fixée à l'engin. 12. Système selon l'une quelconque des revendications 1 à 10, dans lequel la mesure de l'angle de la cible par rapport à l'axe de roulis de l'engin est déterminée à 10 partir de l'axe de visée de l'antenne dans le cas d'une antenne stabilisée montée à la cardan.