Brevet FR2928748A1 — publié le 20090918

2874L88 2f34 1 L'invention concerne un système de commande de trajectoire de vol d'un engin, particulièrement destiné à un engin ayant un appareil de recherche à radar destiné à détecter une cible fixe ou presque fixe et à se verrouiller sur elle. De tels engins sont utilisés par exemple contre les installations des radars placées au sol ou sur les navires. Habituellement, ces engins doivent suivre une trajectoire d'approche peu inclinée dans une phase initiale suivie par l'engin jusqu'à ce qu'il se trouve au-dessus de la cible mais à une altitude considérable, et l'engin doit ensuite plonger dans une phase terminale lorsqu'il est suffisamment près de la cible afin qu'il vienne frapper celle-ci verticalement ou presque verticalement. La transition entre la phase d'approche et la phase terminale ou de plongée est déclenchée en fonction de l'angle d'observation, c'est-à-dire de l'angle formé par l'axe de visée de l'antenne et l'axe de visée engin-cible. Dans un engin ayant une antenne fixée au corps, c'est-à- dire dont l'axe de visée est aligné sur l'axe de roulis de l'engin, l'angle d'observation est ainsi l'angle formé entre l'axe de l'engin et l'axe de visée de la cible. La phase terminale peut avantageusement avoir une trajectoire circulaire de vol, impliquant une constante de navigation égale à 2 pour le système de guidage, si bien que la vitesse de variation de la direction de trajectoire de vol qui est disponible est égale au double de la vitesse de variation de l'angle de l'axe de visée dans l'espace. Une telle trajectoire circulaire peut devoir se terminer verticalement sur la cible et doit aussi être tangente à la trajectoire d'approche au niveau de la transition. Des calculs peuvent être réalisés aux points successifs de la phase d'approche afin qu'ils déterminent l'axe de visée de la cible d'après l'angle d'observation (formé entre l'axe de visée de l'antenne et l'axe de visée vers la cible) et l'angle du corps de l'engin dans l'espace. L'angle formé entre l'axe de visée de la cible et la verticale représente l'angle initial nécessaire (entre la trajectoire de vol et l'axe de visée de la cible) pour que la phase terminale soit circulaire. Si cet angle initial dépasse l'angle initial réel (ou, plus commodément, l'angle d'observation réel, dans l'hypothèse où l'axe de visée de l'antenne est proche de la trajectoire de vol), une transition régulière à une trajectoire circulaire n'est pas possible. Cette situation apparaît précocement dans la phase d'approche lorsque le complément de l'angle de l'axe de visée de la cible est important et peut dépasser beaucoup l'angle réel d'observation. Lorsque la phase d'approche se poursuit, il arrive un moment où la valeur de l'angle d'observation qui est nécessaire est tombée à une valeur égale à l'angle réel d'observation. Une comparaison est réalisée et l'égalité (ou la presque égalité) est utilisée pour le déclenchement de la phase terminale. Dans un tel système, les mesures de l'appareil de recherche et en particulier l'angle d'observation, contiennent en général des erreurs qui augmentent la dispersion des engins et dégradent la précision du guidage. Ces erreurs ont tendance à augmenter avec l'angle d'observation et sont donc particulièrement gênantes dans le cas d'engins ayant des antennes fixes, l'angle de la cible avec l'axe de visée pouvant être élevé. La présente invention a donc pour objet la réduction de la période initiale de la phase terminale pendant la-quelle l'angle d'observation est important au cours d'un vol, comme décrit précédemment, à titre d'exemple. Un procédé utile à cet effet est l'augmentation de la constante de navigation (gain) à partir de la valeur 2 indiquée précédemment et correspondant à une trajectoire circulaire. Ceci augmente la courbure initiale de la phase terminale et provoque la mise de l'engin plus rapidement à un plus petit angle d'observation, mais, malheureusement, le gain accru a tendance à provoquer une instabilité avec une augmentation correspondante de ;a dispersion et de la distance d'écart à la cible. Dans un premier aspect de la présente invention, dans un système de commande d'engin destiné à un engin destiné à descendre sur une cible fixe ou presque fixe, le système comprenant un appareil de recherche à radar destiné à commander la trajectoire de vol en fonction, en hauteur, de l'angle d'observation formé entre l'axe de visée de l'appareil de recherche et l'axe de visée engin-cible, la trajectoire de vol comprenant une phase d'approche et une phase terminale, et un dispositif de déclenchement d'une transition entre la phase d'approche et la phase terminale d'après l'angle formé par l'axe de visée de la cible dans l'espace, en fonction d'un signal dépendant de l'angle d'observation, un signal de polarisation est incorporé au signal d'angle d'observation afin qu'il ait tendance à réduire l'angle efficace d'observation par rapport à l'angle de la ligne de visée de la cible et à retarder ainsi le début de transition, le système comprenant en outre un dispositif destiné à réduire le signal de polarisation à une valeur nulle pendant la phase terminale. La transition peut être déterminée par comparaison entre d'une part l'angle formé par l'axe de visée de la cible et la trajectoire terminale d'interception et d'autre part l'angle polarisé d'observation. Le signal de polarisation peut être maintenu cons-25 tant pendant la phase d'approche et peut être réduit exponentiellement pendant la phase terminale. Lorsque le système est soumis à une polarisation intégrée pour la mesure de l'angle d'observation, un dispositif destiné à réduire le signal de polarisation exponen- 30 tiellement pendant une première partie de la phase terminale et un dispositif destiné à réduire la polarisation résultante, c'est-à-dire la polarisation propre, par une opération répétée de numérisation et d'intégration pendant le reste de la phase terminale, peuvent être incorporés. 35 Dans un autre aspect de l'invention, dans un système de commande d'engin destiné à un engin ayant une trajectoire qui comporte une phase d'approche et une phase termi- nale dans laquelle l'engin est destiné à descendre sur une cible fixe ou presque fixe, le système comprenant un appareil de recherche à radar destiné à commander la trajectoire de vol en hauteur d'après un angle déterminé d'ob- servation formé entre l'axe de visée de l'appareil de recherche et l'axe de visée engin-cible, un procédé est destiné à réduire la valeur moyenne de l'angle d'observation dans la phase terminale dans laquelle l'angle prédéterminé d'interception terminale est augmenté en fait tem- porairement afin que la trajectoire soit plus courbée au cours de la phase terminale. Un système et un procédé de commande de la trajectoire de vol d'un engin d'attaque au sol, qui peut être lancé à partir du sol ou de l'air, est maintenant décrit à titre illustratif en référence aux dessins annexés sur lesquels : la figure 1 est un schéma de variante de trajectoire de vol d'un engin, vers la dernière partie du vol ; la figure 2 est un diagramme synoptique représentant le trajet d'un signal de commande destiné à la phase terminale du vol ; et la figure 3 est un ordinogramme illustrant un pro-cédé de réduction de polarisation, utile dans la phase terminale. On se réfère aux dessins ; la figure 1 représente les trajectoires fondamentale et modifiée 1 et 3 qui ont une même phase d'approche (jusqu'à un point P) mais des transitions différentes à la phase terminale ou phase de "plongée", c'est-à-dire en P et P' respectivement. Pendant la phase d'approche, l'engin est commandé de manière qu'il conserve ou au moins transmette un angle constant d'observation a de 30° par exemple entre l'axe de visée BS de l'appareil de recherche de l'engin et l'axe de visée engin-cible LOS. Dans ce système, l'antenne de l'appareil de recherche est fixée au corps et l'axe de visée coïncide avec l'axe de roulis de l'engin. Dans les parties initiales du vol, l'angle d'obser- vation peut dépasser la valeur préréglée de 30°. Cependant, le signal de sortie d'angle transmis au système de guidage est limité à 30°. L'angle d'incidence a formé entre l'axe de l'engin (axe de visée BS) et la trajectoire de vol diminue jusqu'à un petit angle lorsque le vol progresse, suivant la cour-bure de la trajectoire, la pesanteur, les conditions atmosphériques et le retard du système de commande de guidage. La loi fondamentale de la trajectoire en phase d'approche est : 30° _= 0 si bien que A est réglé à la valeur - 30° et tout écart donne un signal d'erreur parvenant au pilote automatique. Ce dernier commande l'angle des ailettes de direction et ainsi l'angle du corps 0m formé entre l'axe de l'engin et le plan horizontal. Un changement de l'angle du corps donne une correction correspondante de l'angle d'observation. La phase terminale est commandée en fonction d'une loi différente destinée à donner fondamentalement une tra- jectoire circulaire ou presque circulaire. La trajectoire 1 est une telle trajectoire circulaire à laquelle une verticale passant par la cible T est tangente au point d'interception (c'est-à-dire au niveau de la cible) et cette trajectoire prolonge la trajectoire d'approche à la transi- tion P. La trajectoire circulaire terminale 1 n'est pas une trajectoire idéale pour plusieurs raisons. Comme indiqué précédemment, les mesures angulaires de l'appareil de recherche peuvent subir des erreurs qui ont tendance à aug- menter l'angle d'observation. En outre, l'engin continue à accélérer (c'est-à-dire que sa trajectoire est courbe) sur tout son trajet jusqu'à l'interception au lieu d'être "directe" dans la partie finale et de nécessiter simplement un réglage fin. La loi du système de commande dans la phase terminale est la suivante : (À + 9m + 90°)k - (90° + dans laquelle a est l'angle d'observation mesuré, Am est l'angle du corps, et k est la constante de navigation, c'est-à-dire le gain. Le premier terme entre parenthèses correspond aux valeurs mesurées de À, Am et d'un signal préréglé d'entrée de 90°. Le gain du système de commande k est choisi comme étant égal à 2 afin qu'il donne la trajectoire circulaire 1. La seconde fonction entre parenthèses est remplie par le pilote automatique afin qu'il donne un signal résultant d'erreur qui s'annule afin que l'attitude de l'engin soit réglée et que la trajectoire circulaire soit conservée. La loi terminale précédente est une simplification car, si l'engin était réglé suivant cette loi, l'axe de visée de la cible constituerait la bissectrice de l'angle formé par la verticale passant par l'engin et l'axe de visée de l'appareil de recherche. D'autres facteurs, tels qu'une polarisation propre dans l'appareil de recherche, l'inertie de l'engin, la force de pesanteur, le retard du pilote automa- tique, provoquent des variations de la loi de la trajectoire circulaire et celle-ci n'est donc qu'une approximation de la trajectoire réelle. Cependant, la trajectoire terminale plus ou moins circulaire peut être améliorée par augmentation de la va- leur de k dans la loi de guidage qui précède. La transition à la phase terminale est retardée et la trajectoire est plus courbée si bien que l'incidence augmente initialement et l'angle d'observation est réduit. Cependant, ceci est obtenu seulement au prix d'une instabilité considérable et n'est donc pas une solution utile en pratique. Dans le mode de réalisation de l'invention, une polarisation est intro- duite sur le trajet des signaux de commande et réduit la valeur de l'axe de visée de l'appareil de recherche et réduit l'amplitude de l'angle d'observation des cibles au sol. Un signal positif de polarisation, c'est-à-dire vers le haut, est nécessaire à cet effet efin qu'il soit équiva- lent à un angle d'observation de + 5° par exemple, si bien qu'une cible réelle qui se trouve à 5° au-dessous de l'axe physique de visée donne une mesure égale à zéro. Cette polarisation peut aussi être considérée comme une variation du signal préréglé d'entrée de 90° détermi- nant l'angle d'interception. Ainsi, la polarisation précédente de 5° peut être considérée comme donnant un angle d'interception de 95°(c'est-à-dire avec un dépassement et un retour) si la polarisation est maintenue. Le critère précédent de détermination du début de la phase terminale, c'est-à-dire la transition, indique que, dans les deux cas, avec et sans polarisation, l'angle réel d'observation à la transition est égal à l'angle formé par l'axe de visée de la cible et la trajectoire terminale d'interception. Cependant, en présence de la polarisation, cette condition se présente plus tard au cours du vol, c'est-à-dire au point P' sur la figure 1, et la courbure de la trajectoire circulaire obtenue est plus grande, c'est-à-dire correspond à un plus petit rayon. La durée de la partie initiale de la courbe circu-laire (avec polarisation) au cours de laquelle l'angle d'observation est plus grand et en conséquence pose plus de problèmes, est donc beaucoup plus courte que dans le cas sans polarisation. La suppression progressive de la polarisation augmente la courbure circulaire et tend à réduire "le dépassement". Ceci a alors tendance à accélérer la réduction de l'angle d'observation étant donné l'amélioration de la trajectoire de vol et l'amélioration de l'angle formé par le corps à la suite de la correction due à la polarisation. La figure 2 représente le trajet des signaux destinés au pilote automatique, contenant la polarisation précédente. Ainsi, l'angle mesuré d'observation a, l'angle mesuré du corps am (obtenu à partir des gyroscopes de l'engin de manière connue) et l'angle préréglé d'intercep-tion S (= 90°) sont ajoutés en 5 et donnent ce qui est le signal normal d'entrée de l'organede commande pour une trajectoire terminale circulaire telle que 1 de la figure 1. Dans ce mode de réalisation, une polarisation réglée Ob, équivalant initialement à 5°, est ajoutée au trajet des signaux en 7, provenant d'un circuit de commande de polarisation représenté sur la figure 3. Le signal composite est alors soumis à un gain de navigation k de l'organe de commande de navigation et ensuite l'angle d'interception ô (= 90°) est supprimé en 9 et la polarisation est commandée en 15. Le signal résultant 0d représente la demande d'angle du corps transmise au pilote automatique 11. Dans le pilote automatique, l'angle demandé du corps 0d peut être comparé à l'angle mesuré du corps 0m en 13, mais on constate qu'il est préférable que l'angle de la trajectoire de vol Of qui diffère de l'angle du corps de l'incidence a soit soustrait, afin que l'inci- dence soit prise en compte. Le signal résultant de différence 0e est un signal d'erreur qui est annulé par le pilote automatique. Il apparaît sur la figure 2 que les deux signaux d'entrée d'angle d'interception de 90° en 5 et 9 peuvent être combinés en un seul signal préréglé d'entrée en 9 ayant une valeur 90 (k - 1). De même, les signaux d'entrée à polarisation contrôlée en 7 et 15 peuvent être combinés dans un seul signal d'entrée 0b (k - 1) en 15. Cependant, il est possible de faire varier k (dans les limites impo- sées par l'instabilité), et dans ce cas le signal d'entrée ne peut pas être préréglé. Le trajet de commande d'approche et le trajet de commande terminale de la figure 2 ont tous deux des signaux de sortie disponibles pour le pilote automatique. Ces si- gnaux de sortie sont comparés et, pendant que l'angle du corps demandé par le trajet du signal terminal dépasse l'angle demandé par le trajet du signal d'approche, ce dernier a priorité et détermine l'angle d'observation à - 30°. Lorsque le vol se déroule, le signal de sortie du trajet de commande terminal alimentant le pilote automa- tique diminue jusqu'à ce qu'il soit égal à -30°, et le trajet du signal terminal de la figure 2 prend la commande et fournit le signal d'entrée du pilote automatique. Il apparaît que, lorsque le signal de commande terminale entre en jeu à la transition des phases approche-terminale, le signal de polarisation eb entre immédiatement en jeu. La figure 3 est un ordinogramme montrant comment il est progressivement supprimé, si bien que l'angle d'interception revient à la valeur nominale de 90°(ou à un autre angle d'interception 8). Un comparateur 17 qui détermine le circuit prédomi- nant du trajet du signal d'approche et du trajet du signal terminal (figure 2) indique la phase 19 "approche" ou "terminale". Dans la phase d'approche, le signal de polarisation eb est constant et eb = 0 (21). La fonction 23 établit alors la polarisation à la valeur initiale, de 5° dans ce cas, augmentée de l'intégrale de 0b. La polarisation reste ainsi à 5° pendant la phase d'approche et, bien qu'elle soit appliquée en 7 et 15 sur la figure 2, elle reste inefficace car la commande de la phase d'approche a priorité. Dans la phase terminale, une vérification (25) est réalisée sur le temps écoulé dans cette phase. Si le vol a encore plus de 9 s avant l'impact, c'est-à-dire se trouve au début dans la phase terminale, la fonction 27 est déclenchée et une vitesse de diminution de eb de 0,20b est spécifiée. Cette valeur (négative) est intégrée à la fonction 23 et utilisée pour la réduction de la valeur fonda-mentale de 5°. Comme Ôb est spécifié comme fonction de 0b, la réduction diminue avec le temps et 0b diminue exponentiellement. Cette réduction de 0b diminue jusqu'aux neuf dernières secondes du vol lorsque la décision 25 suit un autre trajet assurant la réduction de la polarisation d'après un algorithme 29. Après 9 s de la phase terminale, la polarisation imposée a été supprimée en grande partie et la polarisation restante est au moins partiellement une polarisation propre résultant d'une mesure imprécise de l'angle d'observation, etc. L'algorithme 29 assure une réduction de la polarisation résultante. Selon cet algorithme, la polarisation résultante 0b (qui est une combinaison de 5° et de la correction accumulée jusqu'à ce moment) est numérisée très grossièrement par la fonction 29 de la manière suivante. Lorsque 0b dépasse 0,5°, 0b prend la valeur - 0,4° par seconde, lorsque 0b est inférieur à - 0,5° par seconde, 0b prend la valeur + 0,4° par seconde, et lorsque 0b revient à zéro dans un sens ou dans l'autre, 0b prend la valeur nulle. La valeur numérisée Ob est alors intégrée afin qu'elle donne le signal de correction appliqué à la figure 2. Il faut noter que les valeurs précédentes de numérisation sont choisies simple-ment à titre illutratif et peuvent varier en fonction des circonstances. Le système de réduction de polarisation utilisé avant les neuf dernières secondes de la phase terminale peut être conservé le cas échéant dans toute la phase terminale si bien que la polarisation diminue vers zéro de manière très régulière. Dans ce cas, la décision 25 est supprimée de la figure 3 et le signal de sortie "terminal" de la figure 19 est directement transmis à la fonction 27. On peut noter dans tous les cas que l'invention donne une configuration perfectionnée de trajectoire qui balaie rapidement la région difficile de l'angle élevé d'observation par utilisation en même temps du réglage de l'angle d'incidence. L'effet d'une constante élevée de navigation est obtenu, c'est-à-dire le passage dans une région d'accélération élevée un bon moment avant l'interception si bien que la trajectoire est plus rectiligne à la fin, mais sans augmentation fondamentale de l'instabilité qui est propre aux systèmes à gain élevé. REVENDICATIONS 1. Système de commande d'engin destiné à un engin destiné à descendre sur une cible fixe ou presque fixe, le système comprenant un appareil de recherche à radar destiné à commander la trajectoire de vol en fonction, en hauteur, de l'angle d'observation formé entre l'axe de visée de l'appareil de recherche et l'axe de visée engin-cible, la trajectoire de vol comprenant une phase d'approche et une phase terminale, et un dispositif destiné à déclencher une transition entre la phase d'approche et la phase terminale d'après l'angle de l'axe de visée de la cible dans l'espace, en fonction d'un signal qui dépend de l'angle de visée, caractérisé en ce qu'un signal de polarisation est incorporé au signal d'angle de visée afin qu'il ait ten- dance à réduire l'angle effectif de visée par rapport à l'angle de l'axe de visée de la cible et retarde ainsi l'apparition de la transition, le système comprenant en outre un dispositif destiné à réduire le signal de polarisation vers une valeur nulle pendant la phase terminale. 2. Système selon la revendication 1, caractérisé en ce que la transition est déterminée par une comparaison entre d'une part l'angle formé par l'axe de visée de la cible et la trajectoire terminale d'interception et d'autre part l'angle polarisé d'observation. 3. Système selon la revendication 1 ou 2, caractérisé en ce que le signal de polarisation est maintenu constant pendant la phase d'approche et est réduit exponentiellement pendant la phase terminale. 4. Système selon l'une quelconque des revendications précédentes, soumis à une polarisation propre au cours de la mesure de l'angle d'observation, et caractérisé en ce qu'il comprend un dispositif de réduction du signal de polarisation exponentiellement pendant une première partie de la phase terminale et un dispositif de réduction de la polarisation résultante par une opération répétée de numérisation et d'intégration pendantle reste de la phase terminale. 5. Dans un système de commande d'engin destiné à un engin ayant une trajectoire qui comprend une phase d'approche et une phase terminale, dans laquelle l'engin est destiné à descendre sur une cible fixe ou presque fixe, le système comprenant un appareil de recherche à radar destiné à commander la trajectoire de vol en hauteur d'après un angle d'observation déterminé entre l'axe de visée de l'appareil de recherche et l'axe de visée engin-cible, un procédé de réduction de la valeur moyenne de l'angle d'ob- nervation pensant la phase terminale, au cours duquel l'angle prédéterminé d'interception terminale est accru temporairement afin que la courbure de la trajectoire soit augmentée pendant la phase terminale.