FR 2559271 A1 19850809 FR 8501269 A 19850130 - 1 - SYSTEME DE RADAR DE RECHERCHE ET DE POURSUITE La présente invention concerne des perfectionnements pour un sys- tème de radar de recherche et de poursuite qui est utile à la navigation d'un véhicule spatial, par exemple, entre plusieurs stations spatiales. Une application caractéristique d'un système de radar de cette catégorie va tout d'abord être décrite quant à la conception de son fonc- tionnement dans l'hypothèse que le système de radar est utilisé comme ra- dar de navigation pour la navigation d'un véhicule spatial entre plu- sieurs stations spatiales. En référence à la figure 1 qui représente la conception du fonctionnement d'un système de radar utilisé dans l'appli- cation susmentionnée, on a représenté un véhicule spatial 1, des stations spatiales 2a et 2b, la Terre 3, une première onde radio A1 émise depuis le véhicule spatial 1, et des secondes ondes radio A2 et A3 respective- ment émises depuis les stations spatiales 2a et 2b. La seconde onde radio est engendrée dans deux cas, à savoir un cas dans lequel la première onde radio est réfléchie par la station spatiale, et un cas dans lequel la station spatiale engendre de façon interne la seconde onde radio. On supposera à présent que le véhicule spatial s'approche de la station spatiale 2a ou 2b pour y aborder. Un radar de navigation placé à bord du véhicule spatial 1 effectue une recherche de la station spatiale qui est la cible souhaitée. Lorsque la cible a été détectée, le radar de navigation fonctionne alors comme un détecteur pour guider le véhicule spatial 1. L'espace objectif de recherche est constitué par la totalité de l'espace observable depuis le véhicule spatial 1. En conséquence, il est nécessaire de faire rayonner depuis le véhicule spatial 1 des ondes radio simultanément dans toutes les directions, ou de balayer la totalité de l'espace à l'aide d'un faisceau étroit. En référence à la figure 2, qui montre la constitution d'un sys- tème conventionnel de radar, on a représenté une antenne monopulsée 4, un diagramme de sommation de radiation 5a de l'antenne, un diagramme de différence de radiation 5b de l'antenne, un diagramme de différence de radiation 5c de l'antenne dans le sens azimuthal, un émetteur 6, un du- plexeur 7, un comparateur 8, un récepteur 9, un dispositif de poursuite 10 en VCM (visualisation des cibles mobiles), un dispositif de CAG (Com- -2- mande Automatique de Gain) 11, un goniomètre 12, une unité de commande 13 de l'antenne, une antenne 14 de répondeur, et un répondeur 15. Les élé- ments désignés par les références 4 à 13 sont embarqués à bord du véhicu- le spatial 1, l'antenne 14 et le répondeur 15 étant placés sur la station spatiale 2a. La première onde radio A1 engendrée par l'émetteur 6 est rayonnée en direction de la station spatiale 2a par l'intermédiaire du duplexeur 7 et de l'antenne 4 monopulsée. Cette antenne 4 monopulsée est constituée de quatre antennes en cornet. Les quatre antennes en cornet 4 sont utili- sées simultanément pour émettre l'onde radio via le diagramme somme 5a de l'antenne. L'antenne 14 du répondeur reçoit la première onde radio A1 et la délivre au répondeur 15. En réponse à la réception de la première onde radio A1, le répondeur 15 engendre, après une latence d'une durée fixe, la seconde onde radio A2 qui est rayonnée dans l'espace extérieur par l'intermédiaire de l'antenne 14 du répondeur. Les quatre antennes en cor- net qui constituent l'antenne 4 monopulsée, reçoivent la seconde onde ra- dio et la fournissent au comparateur 8 par l'intermédiaire du duplexeur 7. Le comparateur 8 traite par addition ou soustraction les signaux d'en- trée des quatre canaux, et délivre au récepteur 9 des signaux connus Z, EL et AZ de trois canaux. Le signal t correspond au signal donné sur le diagramme somme 5a de l'antenne par la réception de la seconde onde radio A2, tandis que les signaux ALet AZ correspondent respectivement aux signaux donns sur le diagramme diffrence 5b de l'antenne dans le sens AZ vertsignaux donnéset sur le diagramme différence 5c de l'antenne dans le sens azi- vertical et sur le diagramme différence 5c de l'antenne dans le sens azi- muthal par la réception de la seconde onde radio A2. Le récepteur 9 amp- lifie et détecte le signal d'entrée de chaque canal et délivre des si- gnaux de sortie vers le goniomètre 12. La partie du signal ú présente parmi les signaux de sortie du récepteur 9 est transférée au dispositif de poursuite 10 en VCM. Le dispositif de poursuite 10 détermine le temps de réception de la seconde onde radio A2, et obtient ainsi la distance R séparant le véhicule spatial 1 de la station spatiale 2a au moyen de l'é- quation (1): R - C t-t t)(1) 2 (tE tS D t)............................. (1) -3- dans laquelle tE est l'instant auquel la seconde onde radio A2 a été re- çue, tS est l'instant auquel la première onde radio A1 a été émise, tD est la latence avant la génération de l'onde radio par le répondeur 15, et C est la vitesse de la lumière. Le temps tS est transféré de l'émet- teur 6 au dispositif de poursuite 10.tD est une grandeur connue. Le dispositif de poursuite 10 engendre des impulsions de déclen- chement pour actionner le récepteur 9 uniquement pendant la réception de la seconde onde radio A2. La CAG 11 reçoit les impulsions de déclenche- ment et commande le gain du récepteur 9, de sorte que le gain du récep- teur 9 est nul excepté pendant que la tension des impulsions de déclen- chement est supérieure à une certaine valeur. En conséquence, les signaux du canal t, du canalAL et du canal AAZ sont délivrés au goniomètre 12 EL AZ uniquement pendant la réception de la seconde onde radio A2. Le goniomè- tre 12 traite alors ces signaux d'entrée des trois canaux et détermine la direction d'arrivée de la seconde onde radio A2 selon la technique de go- niométrie monopulsée bien connue utilisée dans le radar monopulsé. L'in- formation angulaire (00, 0) est transférée en même temps qu'une infor- mation de distance R délivrée par le dispositif de poursuite 10, à un mo- yen de calcul d'orbite. L'information angulaire et l'information de dis- tance servent à déterminer et à corriger l'orbite d'abordage. L'information angulaire délivrée par le goniomètre 12 est trans- férée également à l'unité de commande 13 de l'antenne. L'unité de comman- de 13 de l'antenne fait effectuer un balayage à l'antenne monopulsée 4 sur la base de l'information angulaire et commande l'antenne de manière à ce que la seconde onde radio A2 soit reçue en étant alignée avec la di- rection de la ligne médiane de l'antenne en vue de la poursuite de la station spatiale 2a. Dans une situation telle que celle représentée sur la figure 1, le véhicule spatial 1 n'a pas toujours l'information précise de la direc- tion de la station spatiale 2a, c'est-à-dire de la cible de l'abordage et dans certains cas il est possible que le véhicule spatial soit obligé de changer sa cible d'abordage de la station 2a à la station 2b au cours de son approche de la station 2a. Le système de radar embarqué à bord du vé- hicule spatial 1 a alors tout d'abord besoin d'effectuer une recherche pour amener la station 2a ou 2b dans le champ de vision du système radar. 4 -- Ainsi qu'il est bien connu, un radar monopulsé utilise une antenne à gain élevé, et la largeur du faisceau d'une telle antenne est ordinairement de ou moins. En conséquence la recherche susmentionnée nécessite un dé- placement de balayage des antennes. A la différence du balayage effectué par la plupart des systèmes de radar terrestres, le balayage de la totalité de l'espace par le radar embarqué à bord d'un véhicule spatial n'est pas aisé et nécessite beaucoup de temps. En addition, le fonctionnement de l'unité mécanique de commande 13 d'antenne en vue de la recherche de cibles affecte défavorablement la charge utile du véhicule spatial 1 ou, même dans le cas o la recherche de stations spatiales est effectuée par l'intermédiaire de la commande d'altitude du véhicule spatial 1 lui-même, la consommation en carburant du véhicule spatial 1 est significativement augmentée. En outre, même lorsque la station spatiale a été localisée et que l'opération de poursuite a commencé, la station spatiale doit tou- Jours être gardée dans la ligne de vision de l'antenne monopulsée en vue d'une poursuite de précision élevée, et la commande directionnelle de haute précision de l'antenne est nécessaire pour permettre au véhicule spatial 1 de s'approcher de la station spatiale au moyen d'un mode de na- vigation évolué tel que la navigation proportionnelle. L'utilisation d'une antenne à réseau de sources à comparaison de phase, qui permet un balayage électronique par le faisceau, au lieu d'une antenne à balayage mécanique, élimine les organes mécaniques, mais cependant, l'antenne à réseau de sources à comparaison de phase formant un faisceau étroit, une telle antenne n'est pas appropriée, tout comme une antenne à balayage mé- canique, pour balayer la totalité de l'espace, et en conséquence, l'an- tenne à réseau de sources à comparaison de phase ne permet pas de réduire le temps nécessaire à la recherche de la station spatiale. D'une façon très résumée, un système de radar selon la présente invention comporte un moyen pour émettre une onde radio, qui est embarqué à bord d'un premier objet volant; un moyen pour recevoir et émettre une onde radio, qui est embarqué à bord d'un second objet volant; et un moyen pour recevoir une onde radio, qui est embarqué à bord du premier objet volant pour mesurer la direction d'arrivée de l'onde radio rayonnée de- puis ledit second objet volant. Le moyen pour émettre l'onde radio possè- de une antenne non-directionnelle qui rayonne la première onde radio dans -5- l'espace extérieur. Le moyen pour recevoir et émettre l'onde radio possè- de une seconde antenne non-directionnelle pour recevoir ladite première onde radio et un répondeur qui rayonne vers l'espace extérieur une secon- de onde radio produite en modulant ladite première onde radio reçue, par l'intermédiaire de ladite seconde antenne non-directionnelle. Le moyen pour recevoir l'onde radio, qui est embarqué à bord du premier objet volant, possède une antenne à réseau de sources comportant un arrangement bi-dimensionnel de plusieurs éléments d'antennes non-di- rectionnels qui reçoivent simultanément la seconde onde radio; un moyen pour engendrer une impulsion de déclenchement lorsque l'une des amplitu- des des signaux de sortie délivrés par chaque élément d'antenne dépasse une valeur prédéterminée; un moyen pour échantillonner et quantifier des signaux de sortie délivrés par tous les éléments d'antenne simultanément en réponse à l'impulsion de déclenchement; et un moyen de goniométrie pour mesurer la direction d'arrivée de la seconde onde radio par l'inte- rmédiaire d'un calcul pré-établi utilisant les valeurs ainsi quantifiées. Selon la présente invention, une antenne non-directionnelle est utilisée pour l'émission d'une onde radio, et une antenne à réseau de sources est utilisée pour la réception d'une onde radio. En conséquence, selon la présente invention, un faisceau étroit peut balayer simultané- ment la totalité ou la quasi-totalité de l'espace. Le système de radar de ce type peut être conçu sous une configuration plus compacte et plus lé- gère en comparaison avec le système de radar conventionnel, et il est ap- plicable de façon avantageuse en particulier aux opérations de poursuite entre un véhicule spatial et des stations spatiales. Des modes de réalisation du système de radar selon la présente invention vont maintenant être décrits plus en détail, à titre d'exemples nullement limitatifs, en référence aux dessins annexés dans lesquels: - la figure 1 est une vue illustrant la conception d'un exemple de fonctionnement d'un système de radar; - la figure 2 est- un schéma fonctionnel montrant un système de radar conventionnel approprié à un fonctionnement tel que celui illustré sur la figure 1; - la figure 3a est un schéma fonctionnel d'un système de radar selon un premier mode de réalisation de la présente invention; -6- - la figure 3b est un schéma fonctionnel de l'unité arithmétique du système de radar de la figure 3a; - la figure 4 est une vue montrant l'arrangement tri-dimensionnel des éléments de l'antenne à réseau de sources; - les figures 5 et 6 sont des schémas fonctionnels de systèmes de radar respectivement selon un second et un troisième modes de réalisation de la présente invention; - la figure 7 est un schéma fonctionnel d'un répondeur utilisé par le système de radar selon la présente invention; et - les figures 8 et 9 sont des schémas fonctionnels de systèmes de radar selon respectivement un quatrième et un cinquième modes de réalisa- tion de la présente invention. La figure 3a, qui illustre la constitution d'un mode de réalisa- tion préféré de la présente invention, représente une antenne de récep- tion à réseau de sources 16, des éléments d'antenne 17, une première an- tenne non-directionnelle 18 fonctionnant comme une antenne d'émission, des dispositifs 19 d'échantillonnage et de conversion A/N (Analogique/Nu- mérique) (chacun étant désigné ci-après par le terme "convertisseur E - A/N"), un générateur d'impulsions de déclenchement 20, une unité arithmé- tique 21, le diagramme de rayonnement 22 de l'antenne d'émission 18, le diagramme de rayonnement 23a de l'élément d'antenne 17, le diagramme de rayonnement 23b de l'antenne de réception à réseau de sources, et une se- conde antenne non-directionnelle 24 fonctionnant comme une antenne pour un répondeur et un comparateur 25. Une première onde radio A1 engendrée par un émetteur 6 est rayon- née dans l'espace extérieur par l'intermédiaire de l'antenne d'émission 18. Le diagramme de rayonnement 22 de l'antenne d'émission 18 est non-di- rectionnel, et en conséquence la première onde radio A1 est reçue par l'antenne 24 du répondeur quelle que soit la position relative entre un véhicule spatial 1 et une station spatiale 2a, l'opération de balayage n'étant ainsi pas nécessaire. La première onde radio A1 reçue par l'an- tenne 24 du répondeur est transmise au répondeur 15 qui, en réponse à la réception de cette première onde radio A1, engendre une nouvelle seconde onde radio A2 après un délai de temps fixé et rayonne cette seconde onde 7- radio dans l'espace extérieur par l'intermédiaire de l'antenne 24 du ré- pondeur. L'antenne 24 et les éléments d'antenne 17 étant les uns et les autres non-directionnels, la seconde onde radio A2 est reçue par tous les éléments d'antenne 17 constituant l'antenne de réception à réseau de sources 16, quelle que soit la position relative entre le véhicule spatial 1 et la station spatiale 2a, l'opération de balayage de l'antenne de réception à réseau de sources n'étant ainsi pas nécessaire. La seconde onde radio A2 reçue par chaque élément d'antenne 17 est transférée au ré- cepteur 9 correspondant, qui convertit la seconde onde radio A2 reçue en un signal complexe, par l'intermédiaire d'une amplification et d'une dé- tection synchrone, et qui transfère le signal complexe aux convertisseurs E - A/N 19. Le convertisseur E - A/N 19 échantillonne et quantifie le signal complexe qui lui est transmis pour convertir ce dernier en une valeur complexe, et il transfère la valeur complexe à l'unité arithmétique 21. La synchronisation du convertisseur E - A/N 19 qui échantillonne et quan- tifie le signal complexe, est commandée par l'impulsion de déclenchement délivrée par le générateur d'impulsions de déclenchement 20. Le généra- teur d'impulsions de déclenchement 20 engendre l'impulsion de déclenche- ment uniquement au moment o le signal complexe délivré par le récepteur 9 est transmis au convertisseur E - A/N 19. Le comparateur 25 détermine la synchronisation de la génération de l'impulsion de déclenchement dans le générateur 20. Le comparateur surveille en permanence la grandeur de l'amplitude du signal de sortie d'un des récepteurs 9, compare cette grandeur du signal de sortie avec une valeur de consigne V prédéterminée et détermine si cette grandeur est supérieure ou inférieure à la valeur de consigne V. Le comparateur 25 détermine que la seconde onde radio A2 a bien été reçue uniquement lorsque la grandeur excède la valeur de consi- gne V, et fixe la valeur d'une tension de sortie au-dessus d'une tension prédéterminée a (en volt), puis ramène la tension de sortie à une tension au-dessous de la tension a (en volt) au bout d'une période de temps fi- xée. Le générateur d'impulsions de déclenchement 20 surveille de façon continue la sortie du comparateur 25 et délivre l'impulsion de déclenche- ment au moment o la sortie du comparateur 25 passe d'une valeur infé- rieure à la tension a (en volt) à une valeur supérieure à celle-ci. -8- Selon la présente invention, les convertisseurs E - A/N 19 n'é- chantillonnent et quantifient les signaux d'entrée qu'à un moment précis, ce qui diminue de façon remarquable la quantité de données à transférer à l'unité arithmétique 21, et permet de réduire la taille de cette derniè- re. La figure 3b, qui montre la constitution de l'unité arithmétique 21 sous la forme d'un schéma fonctionnel, représente une unité de comman- de de transfert de données 21a, une mémoire tampon 21b, des unités de calcul de transformée de Fourier 21c, des détecteurs de crête 21d et un détecteur d'angle 21e. Le fonctionnement interne de l'unité arithmétique 21 va être décrit en détail. En introduction, les paramètres nécessaires à l'explication logique de I'unité arithmétique vont d'abord être dé- crits. La figure 4 est une vue àplus grande échelle montrant l'antenne à réseau de sources 16. Sur cette figure, 26 désigne la direction d'ar- rivée de la seconde onde radio A2 transmise par la station spatiale 2a. On suppose que les éléments d'antenne 17 sont disposés en deux dimensions dans un plan x-y, avec un nombre M d'éléments d'antenne dans le sens des x espacés d'un intervalle d, et un nombre M d'éléments d'antenne dans le sens des y espacés d'un même intervalle d. Comme le montre la figure 4, les rangées et les colonnes d'élé- ments d'antenne sont numérotées séquentiellement de O à M-1, et, pour des raisons de commodité, l'élément d'antenne 17 situé, par exemple au point d'intersection de la rangée m et de la colonne n est désignée comme un élément d'antenne (m,n) pour désigner les éléments d'antenne 17, et le convertisseur E - A/N 19 correspondant est désigné de manière similaire comme un convertisseur E - A/N (m,n). La direction d'arrivée 26 de la seconde onde radio A2 est définie par un angle d'azimuth et un angle de site 0 ' A présent, un nombre M2 de groupes de valeurs complexes V(m,n) délivrées par les convertisseurs E - A/N (m,n) (m=O, 1..., M-1; n=O, 1, M-1) sont stockées provisoirement dans la mémoire tampon 21b. L'uni- té de commande de transfert des données 21a commande un transfert des données entre la mémoire tampon 21b, les unités de calcul des transfor- mées de Fourier 21c, les détecteurs de crête 21d et le détecteur d'angle 9- 21e. L'unité de commande de transfert 21a divise tout d'abord les valeurs complexes V(m,n) stockées dans la mémoire tampon 21b en quatre blocs, ex- primés par les expressions suivantes, et transfert ceux-ci de la mémoire tampon 21b aux unités de calcul des transformées de Fourier 21c. 1 V1 = {V(m, n), m = O,J M2 - 1, n = 0 M - 1} 1 2 M 2 V2 = {V (m, n), m = M M - 1, n = 0 l M - 1} 3 V3 = {V(m, n), m = O % M -1, n = 0 M M _1} 4 V4 = {V(m, n) m = O ' M- 1, n = D M 1} 4 2 2 {2) Les unités de calcul des transformées de Fourier 21c traitent alors les blocs V1 à V4 de valeurs complexes définies par l'expression (2) au moyen d'une transformation de Fourier discrète, afin de donner des spectres de Fourier Si(p,q) représentés par les expressions (3), (4), (5) et (6). M 2- M-1 Sl(P,q) = E E V(m,n)exp[-j2r(Mm +)] m=O n-O M M p = 02 1, q = ObM-1....... . (3) (3) M-1 M-1 S (p,q) = E V(m + Mu + M m=O n=O 2 p = 0 M-1, q = OM-1.......... () M-1 M-1 S3(p,q) = E 7 V(m,n)exp[-j2n( M + _)] m=O n=0 - p = ObM, q = 0i2:M-1.......... 5 p=0'vMq0-i.(5) M-1 M-1 M- + M)rxp[-27T(2 + q S4(p,q) =E E V(m,n + exp[ML+) m=O n=O 2M p = ObM, q = 0 M-1.......... 6 p=0'vMq0'li. - 10 - L'unité de commande de transfert 21a transfère alors les spectres de Fourier S 1(p,q) et S2(p,q) au premier détecteur de crête 21d, et les spectres de Fourier S3(p,q) et S4(p,q) au second détecteur de crête 21d. Le détecteur de crête 21d détecte des valeurs pour S 1(p,q) et S2(p,qx) telles qu'elles maximisent ISl(p,q)l + IS2(p,q)l conformément à l'expression (7). Le détecteur de crête 21d détecte des valeurs pour S3(py,q) et S4(p,q) telles qu'elles maximisent IS3(p,q)J + IS4(p,q)l conformément à l'expression (8). max - dans lesquelles pm est la valeur maximale de la variation de p et de q. p,q La transformation de Fourier utilisant les expressions (3) à (6) est équivalente à l'opération de balayage du diagramme différence de radia- tion 23b de l'antenne à réseau de sources, et procure le même résultat qu'un balayage simultané de la totalité de l'espace. Les opérations uti- lisant les expressions (7) et (8) sont équivalentes à la détection de la direction d'arrivée de la seconde onde radio. L'opération utilisant les expressions (3) à (8) sont ainsi considérées comme la recherche simulta- née de la station spatiale dans la totalité de l'espace. L'information d'angle donnée par Px' qx' Py et q n'étant pas suffisamment précise pour XIx y y poursuivre la station spatiale, l'opération qui va suivre est exécutée successivement. Le dispositif de commande de transfert 21a transfère au détecteur d'angle 21e les spectres S1(Pxqx), S2(Pxqx), S3(pyqy), et S4(Pyqy) provenant des détecteurs de crête 21d. Le détecteur d'angle 21e est apte à travailler selon le mode monopulsé connu, et dans ce cas il s'agit d'un fonctionnement monopulsé à comparaison de phase. Le fonctionnement mono- pulsé à comparaison d'amplitude n'en diffère légèrement que par le conte- nu de l'opération, et on peut utiliser l'un ou l'autre de ces deux modes pour obtenir le même effet de la présente invention. Le détecteur d'angle 21e traite les signaux d'entrée S1(Pxqx), - 11 - S2(Px,q), S3(p,q), et S4(py,qy) au moyen du traitement représenté par les expressions (9) à (12) en vue d'obtenir par dérivation les données de la direction d'arrivée 26 (angle azimuthali o, angle de site 0): f0'9 +0 = Arctan (y/)................. (9) 00 = Arctan (xX/COs0fdM)...........10) dans lesquelles d est l'intervalle entre les éléments d'antenne, À est la longueur d'onde de la transmission et Arg(.) est l'argument du nombre complexe. =. .. (12) = Arg(S4(PyqCly)/S3(PYfqY)........ (12) L'unité arithmétique 21 dérive ainsi la direction d'arrivée de la seconde onde radio par l'intermédiaire de la transformation de Fourier discrète représentée par les expressions (3) à (6), de l'opération de dé- tection de la valeur maximale représentée par les expressions (7) et (8) et du traitement monopulsé représenté par les expressions (9) à (12). Le principe de- dérivation de la direction d'arrivée d'une onde radio par l'intermédiaire des opérations susmentionnée va maintenant être décrit de manière complète et détaillée. On suppose que la direction d'arrivée 26 de la seconde onde radio est représentée par un angle azimu- thal c et un angle de site 0. Les valeurs complexes V(m,n) délivrées par les convertisseurs E - A/N(m,n) sont alors représentées, en négli- geant l'erreur de quantification, par les expressions mathématiques sui- vantes: V(m,n) = A expfj2wrd(mfx0 + nfy0)].... (13) m=O, 'M-1, n=0, bM-1 fX.O=.ee............... (14) si 00 sins0 fyO À (15) - 12- dans lesquelles A est une valeur proportionnelle à l'amplitude de la se- conde onde radio, d est l'intervalle entre les éléments d'antenne et) est la longueur d'onde de transmission. Par substitution de l'expression (13) dans les expressions (3) à (6), on obtient les expressions mathématiques des spectres de Fourier dé- rivés au moyen du dispositif de transformation de Fourier 21c, sous la forme des expressions (16) à (19): Sl(p,q) = A exp[-jd('-l)(Mp fx)] sin d2l_ f o) -2 M x0 2..............(16) sinId (M-- x0) sinwdM(Md -fyo) _ _ _ _ _ _ _ _ _ _ exp [-jTd (M-1) (Mqd-fy0M __ MdYO sinTrd ( qd -fy) M d y p = 0+ 1, q= 0= 1 M S2(p,q) = exp[j2îd2fx0]-Sl(p,q)...... (17) p = 0, %, M-1, q = 0, %, M1 S3 (p,q) = A exp[-j d(M-1) ( À exp[-jffd (M-l)( -f- - 2 -fY0 sinfd (-q- -fy) 2 M p = 0, %, M-l, q = o, M2 1 (18) S4(p,q) = exp[j2 dMfyO]S3(p,q) p = 0, b, M-1, q = 0,, -1 (19) - 13 - En substituant les expressions (16) à (19) respectivement dans les expressions (9) et (10) et en utilisant les expressions (14) et (15), on obtient les expressions mathématiques de x et dey: + 2-nMd.f= 2w Md sinOncs... (20)cos x = 2w'- fO = 2 2. À--- X20 Y= 2TîMd f = 2-fMdsin60 sin4 -o (21) Py = 2' yO2L ' 2 À ' Les expressions (20) et (21) représentent la relation entre les valeurs ( xty) dérivées au moyen du détecteur d'angle 21e et la direction d'ar- rivée 26 (angle azimuthal 0O, angle de site60) de la seconde onde radio, et indiquent que la direction d'arrivée de la seconde onde radio peut être dérivée uniquement de dx et 4y. En changeant les expressions (20) et (21) on obtient aisément les expressions (11) et (12). Il ressort de façon évidente de ce qui vient d'être décrit que selon la présente invention l'antenne n'a pas besoin d'être déplacée en balayage mécanique pour la recherche et la poursuite, ce qui permet de réduire aisément le poids du système de radar. En outre, le traitement arithmétique des signaux reçus procure un effet de balayage équivalent à un balayage simultané de la totalité de l'espace au moyen de faisceaux d'antenne étroits, et donc de réduire de façon remarquable le temps de recherche. En outre, les systèmes de communication embarqués utilisant dans la plupart des cas des antennes non-directionnelles, le système de radar de la présente invention est capable d'utiliser en commun la plu- part des composants à hyperfréquence, y compris l'antenne du système decommunication, ce qui réduit le poids global des équipements à embarquer à bord du véhicule spatial. L'invention a été décrite en référence à un mode de réalisation préféré de celle-ci, dans lequel le système de radar est pourvu de deux antennes séparées, à savoir une antenne d'émission et une antenne de ré- ception à réseau de sources. Toutefois, la présente invention ne se limi- te pas à ce mode de réalisation, mais elle peut être incorporée dans un système de radar dans lequel l'un des éléments d'antenne constituant l'antenne de réception à réseau de sources peut être utilisé pour émettre des ondes radio. La figure 5 représente un second mode de réalisation de - 14 - la présente invention. La constitution et les fonctions du second mode de réalisation sont intégralement identiques à celles du premier mode de réalisation, excepté que le second mode de réalisation est pourvu d'un duplexeur 27 et utilise un des éléments d'antenne 17 de l'antenne à ré- seau de sources 16 comme une antenne d'émission. Bien que l'invention ait été décrite en référence à une situation dans laquelle il n'y a qu'une seule station spatiale, la présente inven- tion est cependant applicable de manière similaire à une situation dans laquelle existent plusieurs stations spatiales. La figure 6 représente un troisième mode de réalisation de la présente invention, appliqué à une telle situation. En référence à la figure 6, on a représenté un encodeur 28, des stations spatiales 29 et 30, et des répondeurs 31. L'encodeur 28 * encode une première onde radio engendrée par un émetteur 6 de telle ma- nière que seul un des répondeurs 31 précis des stations spatiales, par exemple, le répondeur 31 de la station spatiale 2a, réponde à la première onde radio A1 et transmette une seconde onde radio A2 pour la poursuite d'une station spatiale précise. Les actions du répondeur 31 vont mainte- nant être décrites en référence à la figure 7. La figure 7 est un schéma fonctionnel montrant la constitution du répondeur 31. Sur cette figure, on a indiqué en 32 un décodeur, en 33 un dispositif de commande de gain, en 34 un amplificateur, et en 35 un modu- lateur. La première onde radio A1 est délivrée à l'amplificateur 34 et au décodeur 32 par l'intermédiaire de l'antenne 24 du répondeur et par l'in- termédiaire du duplexeur 27. Le décodeur 32 décode les codes insérés dans la première onde radio A1 qui lui est délivrée, et compare chaque code avec un code prédéterminé. Le code prédéterminé est utilisé en vue de la discrimination de la station spatiale 2a, de la station spatiale 29 et de la station spatiale 30. Un code spécifique correspondant à la station spatiale qui lui est associée, est assigné à chaque décodeur 32. Le déco- deur transfère au dispositif de commande de gain 33 le résultat de la comparaison de ces codes. Le signal de sortie délivré par le décodeur 32 est, par exemple, un signal de tension supérieure à a (en volt) dans le cas o il y a coïncidence des codes, et un signal de tension inférieure à a (en volt) dans le cas o il y a discordance entre les codes. Le dispo- sitif de commande de gain 33 commande le gain de l'amplificateur 34 de - 15 - telle manière que le gain soit maintenu à zéro en état normal, et qu'il passe à une valeur supérieure uniquement lorsque la tension de sortie du décodeur 32 dépasse a (en volt). Ceci signifie que dans le seul cas o le code décodé coïncide avec le code prédéterminé conservé par le décodeur 32, la première onde radio A1 est amplifiée par l'amplificateur 34, l'on- de radio A1 amplifiée étant alors transférée au modulateur 35. Le modula- teur 35 module la première onde radio A1 qui lui est transmise, au moyen d'une conformation de la forme d'onde et d'une conversion de la fréquence médiane afin de générer une seconde onde radio A2, cette seconde onde ra- dio A2 étant alors rayonnée dans l'espace extérieur par l'intermédiaire du duplexeur 27 et de l'antenne 24 du répondeur. Lorsque le code décodé ne coïncide pas avec le code prédéterminé conservé dans le décodeur 32, l'amplificateur fonctionne comme un dispositif de coupure, et la seconde onde radio A2 n'est ainsi pas engendrée. Ainsi, le fait d'encoder la première onde radio A1 et de pourvoir en addition le répondeur d'un moyen pour décoder le code inclus dans la première onde radio A1, et d'un moyen pour commander la génération de la seconde onde radio A2 en fonction de l'état du code décodé, permet de li- miter la source de la seconde onde radio A2 à une unique station spatia- le. En conséquence le véhicule spatial équipé d'un système de radar selon la présente invention est capable d'identifier et de rechercher une sta- tion spatiale précise parmi plusieurs stations spatiales, ainsi que d'ef- fectuer la poursuite de cette dernière. L'invention a été décrite en référence à une situation dans la- quelle le répondeur est installé dans une station spatiale, c'est-à-dire un second objet volant, et dans laquelle la seconde onde radio est émise depuis ledit second objet volant, mais cependant l'application de la pré- sente invention n'est pas limitée à une telle situation, et l'invention peut s'appliquer à une situation dans laquelle le répondeur n'est pas installé dans le second objet volant et dans laquelle la seconde onde ra- dio est constituée par la réflection de la première onde radio par le se- cond objet volant. La figure 8 représente un système de radar selon un quatrième mode de réalisation de la présente invention, qui est conçu pour une telle application. Le mode de réalisation de la figure 8 est in- tégralement équivalent à celui de la figure 3 quant à la constitution et - 16 - aux fonctions du système de radar embarqué à bord du véhicule spatial 1, excepté que la station spatiale 2a n'est pas pourvue d'un répondeur, et que la réflection de la première onde radio A1 est utilisée comme seconde onde radio A2. Dans ce mode de réalisation, toutefois, la distance rela- tive entre la station spatiale 2a et le véhicule spatial 1 est calculée pour une valeur nulle detD (temps de latence avant la génération de l'onde radio du répondeur) dans l'expression (1). Le système de radar selon ce quatrième mode de réalisation n'exi- geant pas de répondeur, ce système présente l'avantage que la recherche et la poursuite d'une station spatiale sont effectuées indépendamment de la présence ou de l'absence de répondeur à bord de la station spatiale. D'autre part, ce système de radar présente l'inconvénient que le rapport signal/bruit est petit lors de la réception de la seconde onde radio. Cet inconvénient peut être surmonté en l'équipant d'un émetteur à grande puissance. Dans le mode de réalisation de la figure 8, le système de radar embarqué à bord du véhicule spatial 1 est pourvu d'une antenne d'émission et d'une antenne de réception à réseau de sources, séparées l'une de l'autre, mais l'on obtient toutefois le même effet en utilisant en commun l'un des éléments de l'antenne de réception comme antenne d'émission. La figure 9 représente un autre mode de réalisation de la présente invention présentant une telle constitution. Le mode de réalisation de la figure 9 et celui de la figure 8 sont intégralement équivalents quant à leur cons- titution et à leurs fonctions, excepté que le mode de réalisation de la figure 9 est pourvu d'un duplexeur 27, et qu'un des éléments d'antenne précis parmi les éléments 17 de l'antenne en réseau 16 sert d'antenne d'émission. Ainsi que la description qui vient d'Utre faite le précise, le système de radar selon la présente invention n'effectuant pas l'opération de balayage mécanique de l'antenne, aucun mécanisme de balayage de l'an- tenne n'est nécessaire, et on obtient ainsi un système de radar compact et léger. En outre, la recherche de la cible dans la totalité de l'espace étant effectuée en une seule fois, la cible peut être localisée en un très court laps de temps en vue de sa poursuite. En outre, la plupart des systèmes de communication embarqués utilisant des antennes non direction- - 17 - nelles, le système de radar de la présente invention est capable d'uti- liser des composants à hyperfréquence, y compris les antennes, en commun avec les systèmes de communication, ce qui apporte une réduction remar- quable du poids total et du volume de l'ensemble des équipements à embar- quer à bord d'un véhicule spatial ou d'une station spatiale. Il ressort de manière évidente de ce qui vient d'être dit que le système de radar selon la présente invention constitue un système de ra- dar embarqué extrêmement efficace. - 18 - REVENDICATIONS 1. Système de radar, caractérisé en ce qu'il comprend: - un moyen pour émettre une onde radio, comportant un émetteur (6) qui engendre une première onde radio (A1), et une première antenne (18) non-directionnelle qui rayonne dans l'espace extérieur ladite première onde radio (A1) engendrée par l'émetteur (6), ledit moyen étant embarqué à bord d'un premier objet volant (1); - un moyen pour émettre et recevoir une onde radio, comportant une seconde antenne (24) non-directionnelle pour recevoir ladite pre- mière onde radio (A1) rayonnée par ladite première antenne (18) non- directionnelle, et un répondeur (15; 31)) qui amplifie et module ladi- te première onde radio (A1) reçue par l'intermédiaire de ladite secon- de antenne (24) non-directionnelle afin d'engendrer une seconde onde radio (A2), et qui rayonne ladite seconde onde radio (A2) dans l'espa- ce extérieur par l'intermédiaire de ladite seconde antenne (24) non- directionnelle, ledit moyen étant embarqué à bord d'un second objet volant (2a, 2b; 29, 30); et - un moyen pour recevoir une onde radio, comportant une antenne à réseau de sources (16) pourvue d'un arrangement à deux dimensions de plusieurs éléments d'antenne (17) non-directionnels qui recçoivent si- multanément ladite seconde onde radio (A2) engendrée par ledit répon- deur (15; 31), plusieurs récepteurs (9) qui amplifient et détectent ladite seconde onde radio (A2) reçue par l'intermédiaire desdits élé- ments d'antenne (17) non directionnels constituant ladite antenne à réseau de sources (16), un moyen (25) pour déterminer si l'amplitude dudit signal reçu délivré par l'un desdits récepteurs (9) est supé- rieure ou non à une valeur de consigne (V) spécifiée, un moyen (20) pour engendrer une impulsion de déclenchement seulement lorsque ladite amplitude excède ladite valeur de consigne (V), plusieurs moyens d'é- chantillonnage et de quantification (19) qui, en réponse à la déli- vrance de ladite impulsion de déclenchement, procèdent simultanément à l'échantillonnage et à la quantification de plusieurs signaux reçus délivrés par lesdits récepteurs (9), et un moyen goniométrique (21) qui traite le signal de sortie desdits moyens d'échantillonnage et de quantification (19) au moyen d'une opération visant à mesurer la di- - 19 - rection de l'arrivée (26) de ladite seconde onde radio (A2), ledit mo- yen (21) étant embarqué à bord dudit premier objet volant (1). 2. Système de radar selon la revendication 1, caractérisé en ce que ledit émetteur (6) pour engendrer ladite première onde radio (A1) comprend un moyen (28) pour encoder ladite première onde radio (A1), et en ce que ledit répondeur (31) comprend un moyen (32) pour décoder ladite onde radio encodée (A1), et un moyen (33) pour commander l'émission de ladite seconde onde radio (A2) conformément audit code. 3. Système de radar selon la revendication 1, caractérisé en ce que l'un quelconque desdits éléments d'antenne (17) non-directionnels constituant ladite antenne à réseau de sources (16) est utilisée en com- mun à la fois comme élément d'antenne de ladite antenne à réseau de sour- ces (16) et comme première antenne non-directionnelle pour émettre ladite première onde radio (A1). 4. Système de radar selon la revendication 1, caractérisé en ce que ledit moyen goniométrique (21) comporte une fonction de traitement pour effectuer une transformation de Fourier discrète, une fonction pour le mode monopulsé et une fonction de traitement pour calculer la valeur maximale de détection. 5. Système de radar embarqué à bord d'un objet volant (1), caractérisé en ce qu'il comprend: une antenne (18) non-directionnelle qui rayonne une onde radio (A1) dans l'espace extérieur; une antenne à réseau de sources (16) comportant un arrangement à deux dimensions de plusieurs éléments d'antenne (17) non-directionnels qui reçoivent simul- tanément la réflection (A2) de l'onde radio (A1) rayonnée par ladite an- tenne (18) non-directionnelle et réfléchie par une cible (2a); plusieurs récepteurs (9) qui amplifient et détectent ladite onde réfléchie (A2) re- çue par les éléments (17) correspondants de ladite antenne à réseau de sources (16); un moyen (25) pour déterminer si l'amplitude du signal regu délivré par l'un desdits récepteurs (9) est supérieure ou non à une va- leur de consigne (V) spécifiée; plusieurs moyens d'échantillonnage et de quantification (19) qui procèdent à un échantillonnage et à une quantifi- cation des signaux reçus délivrés par lesdits récepteurs.(9) de façon si- multanée; et un moyen (21) pour mesurer la direction de l'arrivée (26) de ladite onde réfléchie (A2) en traitant lesdits signaux délivrés par les- - 20 - dits moyens d'échantillonnage et de quantification (19). 6. Système de radar selon la revendication 5, caractérisé en ce qu'un quelconque desdits éléments d'antenne (17) non-directionnels de la- dite antenne à réseau de sources (16) est utilisée en commun comme élé- ment d'antenne de ladite antenne à réseau de sources, et comme antenne d'émission non-directionnelle. 7. Système de radar selon la revendication 6, caractérisé en ce que le dit moyen goniométrique (21) comporte une fonction de traitement visant à effectuer une transformation de Fourier discrète, une fonction pour travailler en mode monopulsé, et une fonction de traitement visant à calculer la valeur maximale de détection.