FR 2563000 A1 19851018 FR 8405913 A 19840413 1i 2563000 1 La présente invention concerne un sytème d'arme destiné à la destruction structurale d'une cible aérienne au moyen d'une charge focalisée et comportant un missile porteur de ladite charge focalisée. On sait que la destruction d'une cible aérienne, telle qu'un missile d'attaque, par impact direct d'un missile de défense est très improbable, quelle que soit la sophistication du système de guidage dudit missile de défense. Aussi, actuellement, les deux méthodes principales grâce auxquelles un missile de défense peut, au moyen d'une charge militaire classique, détruire une telle cible aérienne, mettent en oeuvre: - soit l'effet de souffle de l'explosion de ladite charge si celle-ci est importante et si la cible se trouve à proximité immédiate; - soit la projection, grâce à une charge importante, d'une gerbe d'éclats, largement ouverte, dans des zones sensibles de la cible. Ces deux méthodes classiques présentent l'inconvénient de nécessiter une charge militaire importante, de sorte que les missiles de défense qu'elles mettent en oeuvre présentent une masse relativement importante nuisant à leur manoeuvra- bilité. Ceci est d'autant plus préjudiciable que les missiles d'attaque peuvent présenter une grande manoeuvra- bilité et qu'il est donc souhaitable que la manoeuvrabilité d'un missile de défense soit aussi grande que possible pour permettre l'interception d'un missile d'attaque fortement, manoeuvrant. 2 2563000 1 Pour remédier à cet inconvénient des méthodes d'interception classique, on a déjà pensé à projeter, à partir du missile de défense et au moyen d'une charge relativement faible, une gerbe d'éclats focalisée dans une zone fragile de ladite cible se trouvant à proximité immédiate dudit missile de défense, afin d'obtenir la destruction structurale de ladite cible, c'est-à-dire son sectionnement en deux tronçons distincts. Une telle destruction structurale d'une cible nécessite qu'un nombre d'éclats suffisant atteignent ensemble une zone de faible surface de la cible et que la charge utilisée soit focalisée, c'est-à-dire qu'elle projette, lors de l'explosion, des éclats dont les trajectoires forment un angle sensiblement constant avec l'axe du missile. Une telle destruction structurale permet l'utilisation de missiles de faibles dimensions n'emportant qu'une charge faible ou moyenne (de l'ordre de trois à quatre fois plus faible que celle nécessitée par les deux premiers effets cités ci-dessus) et présentant une grande manoeuvrabilité, par exemple obtenue au moyen d'un pilotage en force, c'est-à-dire à l'aide de tuyères latérales dont la ligne d'action passe au moins approximativement par le centre de gravité du missile porteur. La destruction struturale paraltrait donc constituer la méthode la plus efficace vis-à-vis des cibles rapides et à grande manoeuvrabilité. Cependant, elle n'est pas utilisée en pratique, car elle nécessite, pour que l'interception soit réussie, que la zone d'impact de la gerbe d'éclats focalisée corresponde à une zone vulnérable de la cible. Il ne semble pas, jusqu'à présent, que l'on ait réussi à maltriser la zone d'impact, sur une eible, des éclats d'une gerbe focalisée. 3 2563000 1 La présente invention a pour objet de remédier à cet inconvénient. L'objet de la présente invention concerne un sytème d'arme permettant d'envoyer les éclats d'une charge focalisée dans une zone de la cible, spécifiée à l'avance et choisie pour sa vulnérabilité. Pour une cible aérienne une telle zone vulnérable correspond par exemple à la partie du fuselage qui se trouve entre la voilure et l'empennage. A cette fin, selon l'invention, le système d'arme destiné à la destruction structurale d'une cible au moyen d'une charge focalisée commandée et comportant un missile porteur de ladite charge focalisée et pourvu de premiers moyens susceptibles de fournir la valeur de la vitesse Ve dudit missile, de seconds moyens susceptibles de fournir la valeur la vitesse relative VR de la cible par rapport audit missile, de troisièmes moyens susceptibles de fournir l'angle D entre l'axe longitudinal du missile et ladite vitesse relative, ainsi que de quatrièmes moyens de détection de proximité susceptibles d'indiquer l'instant de détection d'une extrémité de ladite cible, est remarquable en ce qu'il comporte des moyens de calcul qui sont montés à bord dudit missile et qui, à partir des valeurs de la vitesse du missile et de ladite vitesse relative cible-mis- sile, ainsi qu'à partir dudit angle entre l'axe longitudinal du missile et ladite vitesse relative, calculent à un instant proche dudit instant de détection une durée, qu'ils décomptent à partir dudit instant de détection d'une extrémité de la cible et au bout de, laquelles ils commandent ladite charge focalisée. 4 2563000 1 On voit ainsi que, selon l'invention, l'explosion de la charge focalisée est commandée, à partir dudit instant de détection d'une extrémité de la cible, avec un temps de retard qui est caleulé en fonction des paramètres réels de l'interception de la cible par le missile et qui, en réalité, correspond à une longueur prédéterminée de ladite cible à partir de son extrémité détectée par lesdits quatrièmes moyens. De la sorte, les éclats de la charge focalisée peuvent atteindre la région prédéterminée de ladite cible en vue de réussir la destruction structurale de cette dernière. Dans le cas o cette durée calculée serait nulle ou négative, la mise à feu serait effectuée immédiatement. On remarquera que les missiles connus sont généralement pourvus d'un système de déclenchement de la charge actionné avec un certain retard, après la détection de la cible; cependant, dans ce cas, ce retard est prévu par construction ou éventuellement introduit lors du lancement du missile, compte-tenu de la vitesse supposée de la cible et du type d'attaque effectué par le missile sur la cible (attaque par l'avant ou par l'arrière). En revanche, selon l'invention, le retard à l'explosion de la charge focalisée est déterminé en fonction des circonstances de l'interception, afin d'optimiser les effets de ladite charge et d'obtenir la destruction structurale de la cible. De préférence, lesdits premiers, seconds et troisièmes moyens sont prévus pour pouvoir fournir leurs informations en continu et alors lesdits moyens de calcul calculent ladite durée en continu pour en fournir une suite de valeurs, puis, à partir dudit instant de détection fourni par lesdits quatrièmes moyens, décomptent la dernière valeur de cette durée disponible avant ledit instant de détection. 2563000. De façon connue, des retards connus et inhérents au système interviennent entre la mise à feu et l'explosion de la charge focalisée, ainsi que dans la détection de la cible par les quatrièmes moyens. Si la totalité de ces retards de construction connus est égale à To, lesdits moyens de calcul calculent et décomptent une durée T1 = T - To, pour tenir compte de ces retards et permettre l'explosion au bout du temps T, déterminé pour que les éclats de la gerbe focalisée atteignent une zone désirée de la cible. Dans un mode de réalisation avantageux du système selon l'invention, lesdits moyens de calcul calculent la durée T à partir des formules suivantes: T = d +1 lo cos Pl et tg P = VR sin D VR cos D VR cos D - Ve dans lesquelles: T = durée décomptée à partir de l'instant de détection d'une extrémité de la cible par lesdits quatrièmes moyens et au bout de laquelle l'explosion de la charge focalisée est désirée pour que ses éclats atteignent une partie vulnérable prédéterminée de ladite cible; d = distance séparant, le long de l'axe X-X du missile, le centre F des quatrièmes moyens de détection de proximité du centre 0 de la charge focalisée; lo = constante, homogène à une longueur, caractéristique de la cible à détruire; 6 2563000 1 Ve = vitesse du missile; VR = vitesse relative de la cible par rapport au missile; D = angle entre l'axe du missile et VR. Ensuite, lesdits moyens de calcul corrigent éventuellement la durée T de la valeur To des retards inhérents pour fournir un signal de mise à feu à l'expiration de la durée T1. Afin de pouvoir fournir aux moyens de calcul la constante lo, le système selon l'invention comporte des moyens susceptibles d'indiquer cette constante. De tels moyens peuvent être des moyens d'affichage actionnés manuellement au moment du lancement du missile. De préférence, ils sont constitués de moyens automatiques de reconnaissance de la cible, soit portés par le missile lui-même, soit disposés à poste fixe. Dans ce dernier cas, ces moyens automatiques de reconnaissance sont avantageusement liés à la station de lancement et de téléguidage du missile, qui transmet à celui-ci par ondes électromagnétiques la valeur de lo de la cible à détruire, en même temps que les autres informations habituelles. On remarquera qu'à des instants très proches de l'intercep- tion, c'est-à-dire lorsque le missile et la cible passent par la même verticale, la vitesse relative VR et l'angle D entre l'axe du missile et cette vitesse relative VR subissent des variations rapides et non significatives: VR passe par une valeur nulle et D passe par 90 . Ainsi, pour que le retard à l'explosion calculé T ait une significa- tion, il est nécessaire que les mesures de Ve, VR et D aient été effectuées un certain temps avant l'interception, ce temps devant être ni trop grand, ni trop petit pour que VR 7 2563000 1 et D représentent sensiblement les valeurs réelles malgré les accélérations du missile et de la cible. Il résulte de cette mesure anticipée qu'il est nécessaire que lesdits moyens de calcul élaborent un temps de retard supplémentaire t, qui est décompté à partir de l'instant des mesures Ve, VR et D, et dont l'expiration permet le début du décomptage du retard T1 à la mise à feu, dès que les moyens de détection de proximité ont détecté la cible. En pratique, on mesure Ve, VR et D et on effectue les calculs nécessaires à une cadence commandée par le temps t et on élabore un retard T1, périodiquement renouvelé, qui sera utilisé après détection de la cible par les moyens de détection de proximité, pour déclencher la charge à l'instant optimal. De préférence, on choisit le temps de retard supplémentaire t proportionnel à l'inverse de la racine carrée de la vitesse relative VR et ce temps de retard supplémentaire est calculé par lesdits moyens de calcul. Lesdits moyens de calcul peuvent être composés d'un premier circuit commandant les mesures des différents paramètres et effectuant les calculs nécessaires, d'un second circuit déterminant l'instant à partir duquel la durée de retard à l'explosion est exploitable et un troisième circuit permettant l'exploitation de cette durée de retard. De tels moyens de calcul peuvent être constitués, au moins en partie, par un microprocesseur. Les figures du dessin annexé feront bien comprendre comment l'invention peut être réalisée. Sur ces figures, des références identiques désignent des éléments semblables. 8 2563000 1 La figure 1 est une vue schématique générale illustrant la mise en oeuvre du système d'arme de défense aérienne selon l'invention. La figure 2 montre schématiquement un missile de défense aérienne selon l'invention. La figure 3 est une vue schématique montrant deux paramètres intervenant dans l'interception d'une cible par le missile selon l'invention. La figure 4 est un schéma représentant l'interception d'une cible par le missile selon l'invention, dans le cas o cette interception est effectuée par l'avant de la cible et o la cible et le missile selon l'invention se trouvent dans un même plan. La figure 5 est un diagramme de vitesses pour le schéma de la figure 4. La figure 6 est un schéma représentant l'interception d'une cible par le missile selon l'invention, dans le cas o cette interception est effectuée par l'arrière de la cible et o la cible et le missile selon l'invention se trouvent dans un même plan. La figure 7 est un diagramme de vitesses pour le schéma de la figure 6. La figure 8 donne le schéma synoptique des moyens de calcul du système selon l'invention, embarqués à bord du missile. 9 256300-0 1 Le système d'arme selon l'invention, montré par la figure 1 et destiné à la défense aérienne, comporte un dispositif de détection et de guidage 1, agencé au sol, ainsi qu'un ensemble de missiles de défense aérienne 2. Lorsqu'un ennemi aérien 3 (missile, avion, hélicoptère, etc...) est détecté par le dispositif 1, celui-ci détermine à l'aide du calculateur et du radar qu'il comporte l'opportunité et les conditions d'une interception de l'ennemi 3. Si l'interception est décidée, le dispositif 1 procède au lancement d'un missile 2 contre l'ennemi 3, qui devient alors la cible à abattre. Comme le montre schématiquement la figure 2, chaque missile 2 de défense aérienne comporte des moyens électroniques de guidage 4 susceptibles de coopérer avec le dispositif 1 et un autodirecteur 5 pourvu d'une centrale inertielle 5'. Aussi, dans un premier temps, un missile 2 suit une trajectoire de lancement entièrement déterminée par la coopération du dispositif 1 et des moyens de guidage embarqués 4. Ensuite, toujours grâce à cette coopération, le dispositif 1 dirige le missile 2 vers la cible 3 en lui faisant suivre une trajectoire 7. Enfin, lorsque le missile 2 est suffisamment bien orienté, son guidage vers la cible 3 est pris en charge par son autodirecteur 5. On remarquera que, sur la figure 1, on a illustré le cas o le missile 2 va à la rencontre de la cible 3 pour l'attaquer par l'avant, ce qui correspond aux schémas des figures 4 et 5. Il va de soi que le missile 2 peut également attaquer la cible 3 par l'arrière, en la poursuivant et en la rattra- pant, comme cela est figuré par les schémas des figures 6 et 7. 2563000 1 Chaque missile 2 comporte: - une fusée de proximité 8 dont le front de détection 9 est voisin d'une surface conique concave d'axe confondu avec l'axe longitudinal.X-X dudit missile 2 et d'angle au sommet A; - une charge militaire focalisée 10 susceptible de projeter des éclats selon une surface de révolution d'axe confondu avec l'axe longitudinal X-X du missile et d'angle B; - des codeurs angulaires 12 disposés sur le bâti de l'autodirecteur 5; et - une électronique 13 pour la commande de la charge focalisée 10. L'objet de l'invention, comme il a été précisé ci-dessus, est de commander l'explosion de la charge focalisée 10 à un instant suivant la détection de la cible 3 par la fusée de proximité 8, tel que les éclats de ladite charge 10 atteignent une région structuralement fragile de ladite cible, afin de couper celle-ci en deux. En général, les parties avant et médiane d'un engin assaillant 3 sont structuralement résistantes car comportant les appareils de navigation et de mesure, les réservoirs de carburant, la charge militaire, etc..., de sorte que, pour obtenir la destruction structurale dudit engin 3, il est préférable de projeter les éclats de la charge 10 dans une zone 14 de la partie arrière de celui-ci (voir les figures 4 et 6). Ainsi, l'objet de l'invention est de déterminer un temps T de retard à l'explosion de la charge 10, après la détection de la cible 3 par la fusée de proximité 8, tel que les éclats de ladite charge focalisée 10 puissent atteindre la zone 14, disposée à une distance 1 du premier point 15 de la cible 3 détectée par le front 9 de ladite fusée de proximité 8. 11i 2563000 1 On remarquera que l'explosion de la charge 10 après la mise à feu par électronique 13 n'est pas instantanée et que, de plus, il existe un retard à la détection d'une cible 3 par la fusée de proximité 8; par suite, le temps de retard T à l'explosion doit être corrigé d'un temps To, connu pour une charge 10 et une fusée de proximité 8 données et correspon- dant aux retards d'explosion après mise à feu et de détection par la fusée de proximité 8. En réalité, l'instant de commande de mise à feu doit intervenir avec un temps de retard: T1 = T - To Si l'on cherche à déterminer mathématiquement la distance 1 entre le premier point détecté 15 et la zone 14, on doit faire intervenir au moins les paramètres suivants: - la vitesse Ve du missile de défense aérienne 2; - la vitesse VB de la cible 3; - l'angle P de la présentation de la cible 3 par rapport au missile 2, c'est-à-dire l'angle entre la direction de la vitesse Ve et celle de la vitesse VB (voir les figures 5 et 7); - le temps T de retard à l'explosion de la charge focalisée après détection du point 15 de la cible 3 par le front 9 de la fusée de proximité 8; - la vitesse Vi des éclats de la charge focalisée 10, projetés selon la surface de révolution 11; - l'angle B de la surface de révolution 11 par rapport à l'axe.X-X du missile 2; l'angle A du front de détection 9 de la fusée de proximité 8, par rapport à l'axe X-X du missile 2; 12 2563000 1 - la distance d le long de l'axe X-X du missile 2, entre le centre F de la fusée de proximité 8 et le centre 0 de la charge focalisée 10; - la position axiale h du point 15 de la cible 3 détecté par la fusée de proximité 8, par rapport à l'axe X-X du missile 2; et - l'angle a définissant la position angulaire dudit point 15 par exemple par rapport à la direction H-H perpendiculaire com- mune à Ve et VB (sur les figures 4 et 5, a = 90o). Il va de soi que la connaissance à l'instant de la détection du point 15 par le front 9 de tous les paramètres ci-dessus, sauf T, permet de calculer T pour que 1 ait une valeur donnée à l'avance. Il est donc possible théoriquement d'atteindre une zone 14 déterminée à l'avance, du moins dans le cas o le calcul de T1 donne un résultat positif. Cependant, en pratique, un tel calcul de T n'est pas possible, car, quoique certains paramètres, tels que Vi, A, B et d, soient connus par construction et que d'autres, tels que Ve, VB et P. puissent être mesurés sur le missile 2 à des instants proches de l'interception, il subsiste une grande indétermination due à la méconnaissance de h et a. La présente invention permet de contourner cette difficulté. En effet, la demanderesse a démontré en étudiant la grandeur 1, fonction des dix paramètres précédents, que celle-ci pouvait s'écrire sous la forme d'une somme de trois termes 1 = lo + Dl1 + Dl2 tels que: 13 2563-000O 1 - lo est une constante, ayant la dimension d'une longueur et indépendante des paramètres Ve, VB et P; lo est attachée à chaque type de cible 3 et caractéristique de celle-ci. Le dispositif de détection et de guidage 1,7 qui effectue une reconnaissance d'image au moins partielle de la cible 3, connait le type de celle-ci et peut donc adresser à l'électronique 13 du missile 2, la valeur lo appropriée à la cible 3 en cours d'interception. Les différentes valeurs lo correspondent respectivement aux différents types de cibles possibles sont de préférence prédéterminées et stockées dans le dispositif 1. A chaque type de cible 3 peut être associée une valeur de lo pour une attaque par l'avant et une autre valeur lo pour une attaque par l'arrière. Eventuellement, le missile 2 peut comporter les moyens pour détecter le type de la cible 3 et déterminer la valeur à adopter pour la constante lo; - Dl1 = + VB.te, terme dans lequel te est le temps mis par les éclats de la charge focalisée 10 pour atteindre la zone 14 de la cible 3. Le signe + est utilisé pour une attaque par l'avant et le signe - pour une attaque par l'arrière. Le dispositif de détection et de guidage 1 connaît le type d'attaque (par l'avant ou par l'arrière) que va effectuer le missile 2 sur la cible 3 et il est donc à même de communi- quer à l'électronique 13 le signe approprié. On remarquera que te est une fonction implicite de h, a et T; et - Dl2 est une variation de longueur due aux paramètres h et a. La condition pour que 1 puisse être considérée comme la somme des termes lo, Dll et D12 est alors la suivante: 14 2563000 1 (1) 1 + 1 Ve tgA tgB Mi La condition (1) est facile à réaliser par construction, puisque ne faisant intervenir que des paramètres à la disposition du constructeur du missile 2. Si cette condition (1) est respectée, le temps de retard T est donné par la formule (21) T = d + l cosP si cosP O, Ve + VB cosP c'est-à-dire s'il s'agit d'une attaque par l'avant (voir les figures 4 et 5), ou par la formule: (22) T = - lo cosP Ve + VB cosP si cos P figures 6 et 7). De plus, la demanderesse a montré que si la relation (1) était vérifiée au moins avec une bonne approximation, le terme Dl2 restait petit devant lo et Dl1, au moins dans une gamme étendue des paramètres Ve, VB et P et pouvait donc être négligé. Ainsi, si la condition (1) est respectée et si l'on a choisi le temps T selon la relation (21) ou (22) appropriée, la zone 14 atteinte par les éclats sera définie à partir du point 15, par la relation: 2563000 (3) 1 = lo + VB.te Par suite, si en fonction du diamètre de la zone couverte par la fusée de proximité 8 et de considérations d'effica- cité de destruction structurale, on choisit un temps maximal tM de parcours des éclats de la charge focalisée 10, on obtient une grande probabilité de toucher la cible 3 en une zone délimitée entre lo et lo + VB.tM On remarquera que le calcul de T peut être facilement effectué à bord du missile 2. En effet, comme le montrent les figures 5 et 7, on a: VR cos D = Ve + VB cos P VR sin D = VB sin P en appelant VR, la vitesse relative de la cible 3 par rapport au missile 2 et D, l'angle entre la vitesse Ve du missile et cette vitesse relative.VR. Par suite, on peut écrire: T = d + lo cos P VR cos D avec tg P = VR sin D VR cos D - Ve Le temps T dépend donc uniquement des trois variables VR, Ve et D, puisque d et lo sont fixées soit par construction (d), soit par prédétermination (lo). Or: - VR est disponible de l'autodirecteur 5, qui comporte par exemple un radar à effet Doppler. La vitesse relative VR est une donnée toujours présente à bord d'un missile (2), car nécessaire à l'élaboration du guidage en navigation proportionnelle au moyen de l'autodirecteur 5; 16 É563000 1 - Ve peut être connue de plusieurs façons différentes, par exemple à partir de la centrale inertielle 5' de l'autodi- recteur (5) du missile 2 ou à partir d'accéléromètres; elle pourrait également être tabulée en fonction du temps de parcours effectué par ledit missile 2; - l'angle D est donné par les codeurs angulaires 12 disposés sur le bâti de l'autodirecteur 5; de tels codeurs sont généralement prévus sur le missile 2, à cause de la nécessité d'orienter préalablement celui-ci (trajectoire 7) avant que la cible 3 puisse être accrochée par l'autodi- recteur 5. Sur les figures 4 et 7, on a représenté schématiquement une interception avant et une interception arrière et l'on peut y voir qu'à l'instant de l'explosion de la charge localisée 10, le centre 0 de celle-ci se trouve en 0' de façon que les éclats localisés 11 puissent atteindre la zone prédéterminée 14. Sur la figure 8, on a représenté un exemple de réalisation de l'électronique 13 pour la commande de la charge focalisée 10. Ce dispositif 13 est constitué d'un circuit de mesure et de calcul 16 et de deux compteurs-décompteurs 17 et 18, ainsi que de deux horloges 19 et 20 émettant des impulsions à des cadences respectives c1 et c2. Le circuit 16 commande les mesures et effectue les calculs. Le compteur-décompteur 17 détermine l'instant à partir duquel le temps de retard à l'explosion est exploitable, tandis que le compteur-décompteur 18 permet l'exploitation de ce retard. 17 2563000 1 Le circuit 16 comporte trois entrées 21, 22 et 23 respecti- vement reliées à l'autodirecteur 5, à l'horloge 19 et au compteurdécompteur 17, ainsi qu'une entrée 24 et une sortie reliées aux capteurs 5, 5', 12 et trois entrées 26, 27 et 28, respectivement pour les paramètres lo, d et To. Il est mis en oeuvre lorsque les conditions suivantes sont réunies: - sur l'entrée 21, l'autodirecteur 5 applique un signal indiquant qu'il fonctionne et qu'il a accroché la cible 3; - sur l'entrée 22, une impulsion de l'horloge 19 est présente; - le circuit 17 adresse une autorisation de mesure sur l'entrée 23; Le circuit 16 provoque alors successivement: - la lecture de Ve, VR et D sur les capteurs 5, 5' et 12 par l'entrée 24; - le calcul du temps de retard T1 à la mise à feu et du temps de retard supplémentaire t; - le chargement du compteur-décompteur 17 par le temps de retard t; - l'autorisation de décrémenter ce compteur-décompteur 17; - la mise en mémoire du temps de retard T1. 2563-000' 1 Le compteur-décompteur 17 est initialisé au nombre d'impulsions N1 = 1. Son chargement par le circuit 16 cl provoque l'interdiction de mesure de celui-ci par l'entrée 23. Le compteur-décompteur 17 est décrémenté de 1 à chaque impulsion de l'horloge 19 (liaison 29). Lorsque son contenu devient négatif, les opérations suivantes sont réalisées: - initialisation du compteur-décompteur 18 (liaison 30); - chargement de T1 dans le compteur-décompteur 18; - autorisation de mesure sur l'entrée 23, pour débloquer le circuit 16. Le compteur-décompteur 18 est initialisé par le compteur- décompteur 17 à un nombre d'impulsions N2 = T - 1- Il est c2 décrémenté de 1 à chaque impulsion de l'horloge 20 (liaison 31) dès que la fusée de proximité 8 détecte la cible 3 et adresse un signal correspondant au compteur-décompteur 18 par la liaison 32. Lorsque son contenu est négatif, il y a mise à feu de la charge explosive 10. Le signal d'autorisation de mesure (entrée 23) est initialisé au moment du lancement ou lors de la mise en recherche de l'autodirecteur 5. On remarquera que ce système permet de conserver la dernière valeur de T connue si l'autodirecteur 5 perd la cible 3. Si le calcul de T conduit à un nombre négatif, le retard à l'explosion est alors nul après détection de la cible 3 par la fusée de proximité 8. 19 256300O REVENDICATIONS 1 1 - Système d'arme destiné à la destruction structurale d'une cible (3) au moyen d'une charge focalisée commandée (10) et comportant un missile (2) porteur de ladite charge focalisée et porteur de premiers moyens (5') susceptibles de fournir la valeur de la vitesse (Ve) dudit missile (2), de seconds moyens (5) susceptibles de fournir la valeur de la vitesse relative (VR) de la cible (3) par rapport au missile (2), de troisièmes moyens (12) susceptibles de fournir l'angle (D) entre l'axe longitudinal du missile (2) et ladite vitesse relative, ainsi que de quatrièmes moyens (8) de détection de proximité susceptibles d'indiquer l'instant de détection d'une extrémité de ladite cible (3), caractérisé en ce qu'il comporte des moyens de calcul (13) qui sont montés à bord dudit missile (2) et qui, à partir des valeurs de la vitesse (Ve) du missile et de la vitesse relative cible-missile (VR), ainsi qu'à partir dudit angle (D) entre l'axe longitudinal du missile (2) et ladite vitesse relative (VR), calculent à un instant proche dudit instant de détection fourni par lesdits quatrièmes moyens (8) une durée (T ou T1), qui est ensuite décomptée par lesdits moyens de calcul (13) à partir dudit instant de détection et au bout de laquelle lesdits moyens de calcul (13) commandent ladite charge focalisée (10). 2 - Système d'arme selon la revendication 1, dans lequel lesdits premiers, seconds et troisièmes moyens fournissent leurs informations en continu, caractérisé en ce que lesdits moyens de calcul (13) calculent ladite durée (T ou T1) en continu pour en fournir une suite de valeurs et en ce que, à partir dudit instant de détection fourni par lesdits quatrièmes moyens, lesdits moyens de calcul (13) décomptent la dernière valeur de cette 53 1 durée disponible avant ledit instant de détection. 3 - Système d'arme selon l'une des revendications 1 ou 2, caractérisé en ce que lesdits moyens de calcul (13) calculant ladite durée T à partir des formules suivantes: T = d + Ilo cos Pl et tg P = VR sin D VR cos D VR cos D - Ve dans lesquelles: T = durée décomptée à partir de l'instant de détection d'une extrémité de la cible (3) par lesdits quatrièmes moyens (8) et au bout de laquelle l'explosion de la charge focalisée est désirée pour que ses éclats atteignent une partie vulnérable prédéterminée de ladite cible (3); d = distance séparant, le long de l'axe X-X du missile (2), le centre F des quatrièmes moyens (8) de détection de proximité du centre 0 de la charge focalisée 10; lo = constante, homogène à une longueur, caractéristique de la cible (3) à détruire; Ve = vitesse du missile (2); VR = vitesse relative de la cible (3) par rapport au missile (2);. D = angle entre l'axe du missile (2) et VR. 4 - Système d'arme selon l'une des revendications 1 à 3, dans lequel lesdits moyens de calcul (13) et/ou lesdits moyens de détection de proximité présentent un retard inhérent à l'explosion de ladite charge focalisée et à la 21 2563000 1 détection d'une cible (3), respectivement, caractérisé en ce que, si la totalité de ces retards connus inhérents au système est égale à To, lesdits moyens de calcul (13) adressent à la charge focalisée (10) un signal de mise à feu au bout d'une durée T1, qui est égale à la différence entre la durée T, au bout de laquelle l'explosion de la charge focalisée est désirée, et la durée de retard To. - Système d'arme selon la revendication 3, caractérisé en ce qu'il comporte des moyens (1) susceptibles de reconnaître le type de la cible (3) et de fournir la constante lo. 6 - Système d'arme selon la revendication 2, caractérisé en ce que la valeur de la durée (T ou T1) applicable à un instant donné est calculée à partir de mesures de la vitesse (Ve) du missile, de la vitesse relative cible-missile (V) et de l'angle (D) effectuées à un instant antérieur et en ce que lesdits moyens de calcul (13), élaborent un temps de retard supplémentaire t qui est décompté à partir de l'instant desdites mesures et dont l'expiration permet le début du décomptage du retard (T ou T1) à la mise à feu de la charge (10), dès que les moyens de détection de proximité (8) ont détecté la cible (3). 7 - Système d'arme selon la revendication 6, caractérisé en ce que ledit temps de retard supplémentaire t est calculé par lesdits moyens de calcul (13) et est proportionnel à l'inverse de la racine carrée de la vitesse relative (V). 2563-000 8 - Système d'arme selon l'une des revendications 6 ou 7, caractérisé en ce que lesdits moyens de calcul (13) sont composés d'un premier circuit (18) commandant les mesures des différents paramètres et effectuant les calculs nécessaires, d'un second circuit (19) déterminant l'instant à partir duquel la durée de retard (T ou T1) est exploitable et un troisième circuit (20) permettant l'exploitation de cette durée de retard (T ou T1). 9 - Missile destiné au système d'arme spécifié sous l'une quelconque des revendications 1 à 8.