FR 2655721 A1 19910614 FR 8916261 A 19891208 La présente invention concerne un système de transmission d'ordres pour missile, par exemple un missile sol-air, téléguidé en mode optoélectronique, c'est-à-dire pour un missile recevant d'un poste de conduite de tir distant des informations de guidage transmises par l'intermédiaire d'un faisceau laser. Le terme "téléguidage" sera entendu dans son sens le plus large, c'est-àdire comprenant aussi bien les modes de guidage sur faisceau (guidage dit beam-riding ou par télécommande simple), dans lesquels le guidage se fait en suivant le faisceau, que les modes de guidage hors faisceau (quelquefois désignés par le terme de "télécommande" pris au sens strict), dans lesquels on ne suit pas le faisceau, les directions conduite de tir/missile et conduite de tir/cible n'étant alors pas colinéaires. Les longueurs d'onde utilisées pour la transmission d'un signal de conduite de tir en mode optoélectronique sont des longueurs d'onde optiques, typiquement dans le domaine de l'infrarouge (longueurs d'ondes comprises généralement entre 12 et 0, 8 pim), par opposition aux signaux transmis en utilisant des longueurs d'ondes dans le domaine hertzien. Lorsque l'on utilise un guidage optoélectronique, il se pose le problème des perturbations introduites par la flamme du missile pendant la phase propulsée de celui-ci. En effet, lors de cette phase propulsée, la flamme peut produire des perturbations susceptibles d'affecter de façon significative le faisceau infrarouge de guidage traversant la flamme et la zone environnante Ce problème concerne aussi bien les perturbations directes (émission Infrarouge propre du propulseur) qu'indirectes (turbulences crées dans l'environnement produisant des variations de l'indice de réfraction, absorption et diffusion du faisceau par les fumées). Or ces perturbations, notamment les perturbations atmosphériques, se manifestent sur toute la bande des longueurs d'ondes utilisables Pour minimiser l'influence de ces perturbations, il est donc nécessaire d'écarter au maximum, en direction transversale, les capteurs de l'axe du missile et donc de la flamme. La figure 1 représente un tel missile 1, pourvu de détecteurs infrarouge 2 recevant le signal optique véhiculé par le faisceau 3 Pour éviter les perturbations dans la zone 4 autour de la flamme du propulseur, on monte généralement les capteurs 2 aux extrémités des ailettes ou des gouvernes 5 du missile. Cependant, notamment pour des raisons de commodité de stockage, l'envergure des ailes ou des gouvernes des missiles actuels est généralement réduite au minimum Cela signifie donc que l'écartement obtenu en disposant ces capteurs en bout d'aile ou de gouverne sera toujours faible et, en pratique, insuffisant. L'un des buts de l'invention est de proposer un système permettant d'écarter de façon plus importante les récepteurs de la flamme du missile, tout en perturbant le moins possible l'aérodynamisme de ce dernier. Cette dernière condition exclut en particulier le recours à des tiges déployables ou dispositifs analogues au bout desquels se trouverait placé le capteur. En effet, compte tenu des vitesses élevées des engins modernes (Mach supérieur à trois), les efforts de flexion exercés sur ces tiges du fait de leur traînée propre serait tels que seules des tiges épaisses pourraient résister à ces efforts; ces tiges, du fait de leur traînée propre, influenceraient alors de façon substantielle l'aérodynamisme de l'engin. Pour résoudre cette difficulté, la présente invention propose, essentiellement, d'écarter par effet aérodynamique le (ou les) transducteur(s) optique(s), en montant le capteur sur un porteur aérodynamique conçu de manière à s'écarter du corps du missile, au moins pendant la phase propulsée de celui-ci. Plus précisément, l'invention propose un système de transmission d'ordres de guidage pour missile téléguidé, comportant au moins un détecteur optoélectronique recevant d'un poste de conduite de tir distant un signal de guidage transmis par un faisceau optique, et caractérisé en ce qu'il comprend au moins un porteur aérodynamique, non propulsé, relié au corps du missile par une liaison non rigide lui permettant d'être tracté par le missile pendant le vol de celui-ci; l'ensemble est configuré de manière que, sous l'effet de cette traction, le porteur aérodynamique prenne une incidence lui permettant, en direction transversale, de s'écarter du corps du missile d'une distance supérieure à l'étendue de la zone dans laquelle la transmission du faisceau est essentiellement perturbée par la flamme du propulseur du missile; et ce porteur aérodynamique est pourvu à son extrémité arrière, tournée dans la direction d'incidence du faisceau optique, d'un transducteur optique propre à capter le signal optique de guidage transmis par ce faisceau. Très avantageusement, ladite liaison non rigide comprend une fibre optique couplée optiquement, à l'une de ses extrémités, au transducteur disposé sur le porteur aérodynamique, de manière à injecter dans la fibre le signal optique reçu par ce transducteur et, à son extrémité opposée, au détecteur optoélectronique disposé dans le corps du missile, de manière que ce détecteur reçoive de la fibre le signal optique reçu injecté dans celle-ci à son autre extrémité, et transforme en signal électrique de guidage ce signal optique reçu. De préférence, la liaison non rigide est alors constituée d'une fibre optique mécaniquement et thermiquement renforcée par gainage, l'effort de traction étant alors essentiellement transmis par la gaine de la fibre. Selon une caractéristique avantageuse, le point d'application de la force de traction exercée par la liaison non rigide est déporté transversalement par rapport au corps du porteur aérodynamique par interposition d'un élément intermédiaire, de manière à accroître le moment de cette force de traction par rapport au centre de gravité du porteur aérodynamique et augmenter ainsi l'incidence prise par celui-ci sous l'effet de la traction. De préférence, pour l'uniformité de l'aérodynamisme et pour l'amélioration du rapport signal/bruit, ce système comprend une pluralité de porteurs aérodynamiques identiques, disposés de façon axialement symétrique autour du corps du missile. D'autres caractéristiques et avantages de l'invention apparaîtront à la lecture de la description détaillée ci-dessous, faite en référence aux dessins annexés. La figure 1, précitée, montre un missile en phase propulsée équipé d'un système de transmission d'ordres de guidage selon l'art antérieur. La figure 2 est homologue de la figure 1, pour le système de transmission d'ordres de guidage selon l'invention. La figure 3 est une vue plus détaillée de l'un des porteurs aérodynamiques 6 visibles figure 2. Comme illustré figure 2, on adjoint au missile 1 au "à moins un porteur aérodynamique 6 tracté au bout d'une liaison non rigide 7. De préférence, pour l'uniformité de l'aérodynamisme d'ensemble et pour améliorer le rapport signal/bruit du signal capté, on prévoit deux ensembles porteur/liaison, diamétralement opposés, mais ce nombre et cette configuration ne sont pas limitatifs. On pourrait utiliser comme transducteur 6 un composant ("détecteur optoélectronique") transformant directement le signal optique de guidage (faisceau 3) en un signal électrique et transmettant ce signal électrique au calculateur de pilotage à l'intérieur du missile, via une liaison électrique par fil, qui remplacerait alors la fibre optique. On préfère cependant utiliser comme transducteur 9 un transducteur purement optique ayant pour seule fonction de capter, via une lentille de focalisation, l'onde infrarouge du faisceau et d'injecter ce signal dans une fibre optique, qui constitue alors la liaison non rigide 7. A l'autre bout de cette fibre optique 7, on dispose, dans le corps du missile, le détecteur optoélectronique 2 qui recevra en entrée le signal injecté dans la fibre et délivrera en sortie un signal électrique au calculateur de guidage du missile Le détecteur optoélectronique pourra être un capteur infrarouge classique du même type que ceux utilisés dans les engins actuels. Le porteur aérodynamique, représenté plus en détail figure 3, peut prendre des formes variées, par exemple la forme d'un dièdre (le porteur présentera alors un plan d'orientation privilégiée), ou alors, comme représenté, la même forme que le missile mais à échelle réduite, c'est-àdire avec un corps cylindrique à extrémité ogivale, pourvu de moyens de stabilisation appropriés, par exemple une jupe ou bien, comme représenté, des ailettes 8. Il est important que le porteur aérodynamique soit de petite taille afin de perturber le moins possible l'aérodynamisme d'ensemble du missile. Typiquement, le diamètre du porteur aérodynamique (son calibre) pourra être de l'ordre de 1 cm, ce qui permettra d'y loger en partie arrière un transducteur optique 9 de type conventionnel, par exemple de diamètre inférieur à I cm avec un champ de réception présentant une ouverture de l'ordre de 30 . La forme du porteur aérodynamique sera calculée de manière que celui-ci prenne sous l'effet de la traction de la liaison non rigide 7, une certaine incidence a par rapport à la direction d de l'axe du missile, venant ainsi s'écarter d'une distance x (figure 2) de l'axe du missile, à distance de la zone perturbée 4. Pour déterminer les caractéristiques du porteur aérodynamique, on commencera par effectuer le bilan des forces et des moments qui lui sont appliquées, sous l'effet de la force de traction T exercée par la fibre, de la portance aérodynamique F, exercée sur le centre de poussée du porteur aérodynamique, et des forces d'inertie, compte tenu de l'accélération imprimée à l'ensemble. Ayant ainsi déterminé la configuration d'équilibre, on pourra déterminer la longueur de fibre nécessaire pour obtenir l'écartement angulaire q et transversal x souhaité. Il pourra être nécessaire, compte tenu des vitesses élevées, de prendre en compte la traînée propre du fil (sa traînée linéique n'est jamais nulle) On démontre alors que celui-ci, sous l'effet de la vitesse, prend la forme d'un arc de parabole. Pour accentuer le phénomène et faire prendre au porteur aérodynamique une incidence a plus importante, on peut, au lieu d'appliquer directement la traction de la fibre au corps du porteur aérodynamique, appliquer celleci via un élément intermédiaire 10, par exemple une tige rigide, dont la disposition et la longueur seront calculées de manière à accroître le moment résultant de la force de traction exercée par la fibre sur le centre de gravité G, en écartant le centre de poussée. En ce qui concerne la fibre, on choisira une fibre gainée, pour des raisons de protection mécanique et thermique et pour que la traction soit exercée essentiellement par la gaine et non par le coeur de la fibre, avec un diamètre le plus faible possible, un compromis devant être recherché entre résistances mécaniques la plus élevée possible et traînée réduite au minimum. Typiquement, le diamètre total de la fibre gainée pourra être inférieur à 1 mm Par ailleurs, la liaison doit être suffisamment mince pour ne travailler principalement qu'en traction, en réduisant au minimum tout effort de flexion qui pourrait résulter de la raideur propre de la fibre gainée. La longueur de la fibre dépendra de la longueur du missile et de ses conditions de vol. Le fonctionnement d'ensemble du système est le suivant: en phase propulsée, la vitesse de l'engin s'accroît et le porteur aérodynamique prend alors une incidence créant de la portance; il s'éloigne alors du corps de l'engin, ce qui permet au signal reçu par le transducteur optique qu'il porte de n'être que très peu affecté par les perturbations de la flamme; le poste de guidage au sol envoie alors un ordre de guidage par laser, qui est capté par le transducteur et injecté dans la fibre par celui-ci; le signal se propage dans la fibre et il est converti en sortie de la fibre en signal électrique par le détecteur optoélectronique 2 (transformation classique d'un signal optique en signal électrique); l'engin exécute alors l'ordre de guidage transmis. REVENDICATIONS 1 Un système de transmission d'ordres de guidage pour missile téléguidé, comportant au moins un détecteur optoélectronique recevant d'un poste de conduite de tir distant un signal de guidage transmis par un faisceau optique, caractérisé en ce qu'il comprend au moins un porteur aérodynamique ( 6), non propulsé, relié au corps du missile ( 1) par une liaison non rigide ( 7) lui permettant d'être tracté par le missile pendant la phase de propulsion de celui-ci, l'ensemble étant configuré de manière que, sous l'effet de cette traction, le porteur aérodynamique prenne une Incidence (a) lui permettant, en direction transversale, de s'écarter du corps du missile d'une distance (x) supérieure à l'étendue de la zone ( 4) dans laquelle la transmission du faisceau est essentiellement perturbée par la flamme du propulseur du missile, ce porteur aérodynamique étant pourvu à son extrémité arrière, tournée dans la direction d'incidence du faisceau optique, d'un transducteur optique ( 9) propre à capter le signal optique de guidage transmis par ce faisceau ( 3). 2 Le système de transmission d'ordres de guidage de la revendication 1, dans lequel ladite liaison non rigide ( 7) comprend une fibre optique couplée optiquement: à l'une de ses extrémités, au transducteur ( 9) disposé sur le porteur aérodynamique, de manière à injecter dans la fibre le signal optique reçu par ce transducteur, et à son extrémité opposée, au détecteur optoélectronique ( 2) disposé dans le corps du missile, de manière que ce détecteur reçoive de la fibre le signal optique reçu injecté dans celle-ci à son autre extrémité, et transforme en signal électrique de guidage ce signal optique reçu. 3 Le système de transmission d'ordres de guidage de la revendication 2, dans lequel ladite liaison non rigide ( 7) est constituée d'une fibre optique mécaniquement et thermiquement renforcée par gainage, l'effort de traction (T) étant essentiellement transmis par la gaine de la fibre. 4 Le système de transmission d'ordres de guidage de la revendication 1, dans lequel le point d'application (M) de la force de traction (T) exercée par la liaison non rigide est déporté transversalement par rapport au corps du porteur aérodynamique par interposition d'un élément intermédiaire ( 10), de manière à accroître le moment de cette force de traction (T) par rapport au centre de gravité (G) du porteur aérodynamique et augmenter ainsi l'incidence (a) prise par celui-ci sous l'effet de la traction. Le système de transmission d'ordres de guidage de la revendication 1, comprenant une pluralité de porteurs aérodynamiques identiques, disposés de façon axialement symétrique autour du corps du missile.