FR 2527356 A1 19831125 FR 8104321 A 19810304 Procédé de recalage automatique d'un avion sur un objectif. La présente invention se rapporte à un procédé de reca- lage automatique de l'axe du fuselage d'un avion en vue de l'alignement de l'axe longitudinal du véhicule sur un objectif aérien ou terrestre. Lors du combat d'objectifs aériens et terrestres par des avions à l'aide d'armes de bord, la capacité de ce système d'arme a été améliorée jusqu'à présent par le fait que le système de conduite de tir a été couplé avec la commande de vol de manière que l'objectif peut être poursuivi automati- quement dans une certaine mesure. Ce système connu a par ailleurs été amélioré à son tour par l'exécution, non pas de manoeuvres de vol conventionnelles coordonnées, mais de manoeuvres de correction par lesquelles l'axe du fuselage peut, indépendamment de la trajectoire de vol, être tourné dans une certain mesure en azimut et en site et être aligné sur l'objectif. Toutefois, la plupart des types d'avions ne peuvent pas exécuter de telles manoeuvres ou alors seulement dans une me- sure très réduite et, même dans ce cas, uniquement si des gou- vernes supplémentaires sont prévues pour l'établissement d'un état de dérapage exempt de roulis et de forces latérales. La présente invention a pour objet un procédé du type défini ci-dessus permettant, même dans le cas d'avions ayant le potentiel normalement faible de pointage par le fuselage, de réaliser un alignement de l'axe longitudinal de l'avion sur un objectif aérien ou terrestre sans que des forces directes de portance et latérales n'aient à être produites par des gouvernes particulières. Ce résultat est obtenu de manière étonnament simple, suivant l'invention, par le fait que: a) on superpose à un angle de dérapage produit par le braquage d'une gouverne de direction, un angle de roulis en sens contraire de telle manière que les forces latérales produites par le dérapage soient compensées et que la trajec- toire de vol prédéterminée ou prévue soit conservée inchangée, b) on superpose à cet état de vol un pivotement du fuse- lage, indépendant de la portance, autour de l'axe transversal, ou un pivotement du fuselage, exempt de forces latérales, autour de l'axe de lacet, ou conjointement les deux, de ma- nière à obtenir une zone de pointage par le fuselage en forme de croissant, et c) on exécute cette manoeuvre automatiquement en couplant le système de conduite de tir et la commande de vol. En se référant au dessin annexe, on va décrire ci-après plus en détail un exemple de réalisation du procédé conforme à l'invention; sur le dessin schématique: la figure L représente, par rapport au système d'axes d'un avion, la zone angulaire à l'intérieur de laquelle un objectif peut être combattu sans que la trajectoire de vol n'ait à être modifiée; la figure 2 illustre la manoeuvre de glissement ou " slip"; la figure 3 a illustre le procédé conforme à l'invention en vue de l'obtention d'une zone de pointage par le fuselage en cas de pivotement du fuselage uniquement en azimut; la figure 3 b illustre le procédé conforme à l'invention en cas de pivotement du fuselage uniquement en site; la figure 3 c illustre le procédé conforme à l'invention en cas de pivotement du fuselage en azimut et en site. Pour combattre des objectifs aériens ou terrestres par des avions à l'aide d'armes de bord, en particulier des canons et des mitrailleuses,de bord, la précision de tir et la durée de maintien en position de tir peut être améliorée par le fait, de façon connue en soi, la commande de vol et les sys- tèmes de conduite de tir sont couplés de manière que, comme mentionné, l'objectif soit poursuivi automatiquement dans une certaine mesure Les avions usuels ne peuvent pas effectuer de telles manoeuvres, ou alors tout au plus dans une très faible mesure car il est nécessaire à cet effet, en vue du pivotement du véhicule, dans le plan de tangage, indépendamment de la trajectoire de vol, de modifier la portance qui est indépen- dante de l'angle d'incidence Ce résultat est normalement obtenu à l'aidedee y c Lets-, de-spoilers ou de parties tournan- tes de l'ensemble de la voilure Cependant, il est en outre nécessaire, en vue du pivotement dans le plan de lacet, indépendamment de la trajectoire de vol, de produire des forces latérales exemptes de couple ou des couples exempts des forces latérales Cela implique cependant des gouvernes sup- plémentaires, par exemple des gouvernes de direction à la partie antérieure eu fuselage. En général, on peut faire valoir que l'aptitude d'un avion à effectuer de telles manoeuvres de dérapage découplées de la trajectoire de vol, peut être décrite par une zone angulaire suivant la figure 1 à l'intérieur de laquelle un objectif peut être combattu sans qu'il ne soit nécessaire de modifier ou de corriger la trajectoire de vol En cas d'indé- pendance des forces de portance et des forces latérales, cette zone de tir est une surface rectangulaire. Le procédé conforme à l'invention consiste à produire des forces latérales par superposition d'un angle de roulis sup- plementaire, ce qui se fait par inclinaison de la force de portance de la voilure Pour faire par exemple pivoter vers la gauche l'axe du fuselage de l'avion, on braque d'abord de façon correspondante le gouvernail de direction Il se produit alors une force latérale qui doit être compensée par un roulis correspondant vers la droite La perte de portance qui en résulte est compensée par un angle d'incidence supplémentaire. Cependant, le pivotement en azimut est ainsi couplé avec le pivotement en site et on obtient une courbe selon la figure 2 pour l'angle solide l'axe du fuselage indépendant de la tra- jectoire Chaque point de cette courbe correspond à un état de vol, dit de glissement ou de "slip". Afin d'obtenir une zone de pointage par le fuselage, on superpose, suivant le procédé conforme à l'invention, à la manoeuvre "slip" représentée sur la figure 2, la zone angu- laire de pivotement de fuselage selon la figure 1, cela soit uniquement en azimut, soit uniquement en site soit encore conjointement en azimut et en site Le choix dépend des pos- sibilités de configuration de l'avion On obtient ainsi une zone de pointage par le fuselageen forme de croissantillustrée surles fairoe 3,3 bet 3 A l'intérieur de cette zone, il est possible de commander toute position du fuselage On superpose donc, à un angle de glissement produit par braquage de la gouverne de direction, un angle de roulis en sens opposé de manière que les forces latérales produites par le dérapage soient compensées et que la trajectoire de vol prédéterminé soit conservée inchangée, et on superpose à cet état de vol un pivotement du fuselage, indépendant de la portance, autour de l'axe transversal ou un pivotement du fuselage, indépendant des forces latérales, autour de l'axe de lacet, ou les deux conjointement, de manière à obtenir la zone de pointage par le guidage décrite en forme de croissant Cette manoeuvre est effectuée automatiquement par couplage du système de conduite de tir et de la commande de vol. L'avantage du procédé conforme à l'invention par rapport au pivotement de fuselage entièrement découplé, esquissé sur la figure 1, sans modification de l'angle de roulis, réside dans le fait que, d'une part, pour une surface donnée de pointa- ge par le fuselage, telle que représentée sur la figure 1, donc pour des cibles en azimut et des cibles en site, la superposition de roulis proposée permet d'élargir considéra- blement la zone de pointage par le fuselage D'autre part, une surface de pointage par le fuselage à peu près égale peut être obtenue par une autorité de pointage découplée sensiblement plus faible, comme symbolisé dans la surface visible sur la figure 1; le cas échéant, il est même possible de renoncer au pivotement en azimut ou en site Dans tous les cas, il est possible d'économiser des gouvernes et d'obtenir une flexibi- lité nettement accrue dans la conception de l'avion. REVENDICATION 1 Procédé de recalage automatique de l'axe de fuselage d'un avion en vue de l'alignement de l'axe longitudinal du véhicule sur un objectif aérien ou terrestre, caractérisé par le fait que: a) on superpose à un angle de dérapage produit par le braquage de la gouverne de direction, un angle de roulis en sens opposé de telle manière que les forces latérales produi- tes par le dérapage soient compensées et que la trajectoire de vol prédéterminée ou prévue soit conservée inchangée, b) on superpose à cet état de vol un pivotement du fuse- lage, indépendant de la portance, autour de l'axe transversal, ou un pivotement du fuselage, exempt de forces latérales, autour de l'axe de lacet, ou les deux conjointement, de ma- ffière à obtenir une zone de pointage par le fuselage en forme de croissant, et c) on exécute cette manoeuvre automatiquement par cou- plage du système de conduite de tir avec la commande de vol.