FR 2665252 A1 19920131 FR 7518024 A 19750610 La présente invention se rapporte aux systèmes de guidage de missiles, et elle concerne des agencements de visée et de poursuite pour de tels systèmes. Dans son concept le plus large, la présente invention concerne un système de guidage pour missile guidé et comprend un viseur optique; une commande manuelle pour engen- drer des signaux de commande manuelle en réponse à la manipu- lation de ladite commande par un opérateur; un dispositif de poursuite comportant un système optique pour suivre un missile en vol dans le champ de vue du système optique du dispositif de poursuite, ledit dispositif étant construit et agencé pour engendrer des signaux d'erreur représentatifs de la position décalée radialement du missile par rapport à l'axe projeté du dispositif de poursuite, et étant incorporé dans un canal de commande de vol comprenant d es moyens pour transmettre des signaux de commande de vol à un récepteur se trouvant dans le missile pour le guider en vol, de sorte qu'il se forme une boucle de commande fermée qui comprend un trajet optique de réaction du missile au dispositif de poursuite; des moyens pour introduire les signaux de commande manuelle dans la boucle de commande fermée; un support commun qui supporte le dispositif de poursuite et le viseur, le dispositif de poursuite étant construit et agencé de manière que la direction de son axe projeté soit mobile angulairement par rapport au support; et un gyroscope monté sur le support et agencé pour stabiliser et commander la direction de l'axe projeté du dispositif de poursuite indépendamment du mouvement du support. Les signaux d'erreur provenant du dispositif de poursuite peuvent être utilisés directement pour fournir les signaux de commande de vol pour la transmission au missile,alors que la commande manuelle est utilisée pour imposer une commande manuelle au gyroscope afin de l'obliger à diriger l'axe du dispositif de poursuite La commande manuelle peut alors être agencée pour commander le gyroscope afin qu'il dirige l'axe du dispositif de poursuite, en introduisant ainsi les signaux de commande manuelle dans la boucle fermée de commande à l'étage du dispositif de poureuite plutôt qu'indépendamment du fonctionne- ment du dispositif de poursuite. En variante, les signaux d'erreur provenant du dis- positif de poursuite peuvent être utilisé pour mettre le gyros- cope en précession de manière qu'il oblige l'axe du dispositif de poursuite à suivre le missile automatiquement alors que les5 signaux d'erreur et les signaux de commande manuelle sont utili- sés ensemble pour former les signaux de commande de vol. Dans une autre forme de l'invention, le gyroscope est utilisé pour stabiliser à la fois le viseur et le dispositif de poursuite, pour utilisation par exemple lorsque le système de10 guidage est monté sur un véhicule ou un aéronef en mouvement. Le gyroscope peut être agencé pour fournir un signal représentant la direction et la vitesse du déplacement angulaire du viseur lors du réglage d'une cible mobile immédia- tement avant le lancement d'un missile, des moyens étant présents15 pour introduire dans la boucle fermée de commande, après le lan- cement du missile, un signal de prédiction correspondant au signal fourni par le gyroscope immédiatement avant le lancement pour commander le vol du missile après lancement. Dans un tel agencement, lesdits moyens pour introduire le signal de prédiction dans la boucle fermée de com- mande comprennent un générateur de signaux compensateurs de vitesse connecté pour recevoir le signal fourni par le gyroscope immédiatement avant lancement Ledit générateur peut aussi fournir un autre signal à introduire dans la boucle fermée de25 commande, Une autre caractéristique de l'invention comprend l'intégration des systèmes optiques pour le dispositif de pour- suite et le viseur en une seul système optique qui fournit le champ de vue à la fois pour le dispositif de poursuite et pour30 l'opérateur se servant du viseur, et dont l'axe est l'axe pré- cité du dispositif de poursuite, le dispositif de poursuite et le gyroscope stabilisateur étant connectés en une boucle de commande auto-suiveuse à réponse rapide, de sorte que le gyroscope dirige l'axe du dispositif de poursuite pour le garder35 aligné sur le missile que l'on poursuit, la sortie du disposi- tif de poursuite étant aussi fournie à un intégrateur dont le signal de sortie intégré fournit des signaux secondaires de commande pour commander le missile pendant la phase de guidage après préparation, phase pendant laquelle les signaux de com-40 mande manuelle provenant de la commande manuelle sont superpo- sés aux signaux secondaires de commande Pendant les phases de prélancement et de préparation du missile, le système est commuté à une condition dans laquelle la sortie du dis- positif de poursuite est déconnectée du transmetteur de signaux5 de commande de vol et la sortie de la commande manuelle est fournie directement aux moteurs à couple du gyroscope pour entraîner ce dernier dans le but de diriger (faire viser) le viseur vers une cible. Cet agencement est destiné à des applications telles qu'un système d'armes portées par un hélicoptère, dans lesquelles un viseur optique stabilisé par gyroscope est néces- saire pour observer des cibles à partir d'un véhicule ou d'un aéronef en mouvement On ne prévoit pas de commande de prédic- tion dans cet agencement.15 Les figures du dessin annexé, donné à titre d'exemple non limitatif feront bien comprendre comment l'in- vention peut ftre réalisée. La figure 1 est une vue générale d'une unité de commande de feu pour commander un missile, dans laquelle un gyroscope stabilisateur forme partie intégrante d'un disposi- tif de poursuite automatique pour missiles. La figure 2 est un diagramme schématique par blocs d'un agencement du système de commande de l'unité de la figure 1, dans lequel le signal d'erreur provenant du dispositif de pour-25 suite est utilisé directement pour commander le missile, et un levier de commande est utilisé pour modifier la direction de pointage du dispositif de poursuite. La figure 3 est une coupe longitudinale de l'agen- cement schématique du dispositif de poursuite ( 2) et du gyroscope ( 3) de l'unité de commande de feu. Les figures 4 5 et 6 sont des schémas analogues à la figure 3, montrant le dispositif de poursuite et le gyroscope en différents états de fonctionnement pour le système de la figure 2.35 La figure 7 est un diagramme similaire à la figure 2 d'une variante de système de commande dans laquelle le signal d'erreur provenant du dispositif de poursuite est utilisé pour diriger le dispositif de poursuite au moyen du gyroscope pour qu'il pointe vers le missile, et des signaux de commande sont engendrés par le dispositif de poursuite et le levier de com- mande pour diriger le missile. La figure 8 est un diagramme d'un troisième mode de réalisation de l'invention comprenant un viseur optique et un dispositif de poursuite stabilisés par gyroscope, dont les élé- ments optiques sont intégrés à ceux du viseur, le gyroscope unique stabilisant à la fois le dispositif de poursuite et le viseur, et le système étant représenté dans la phase de guidage. La figure 9 est un diagramme du système de la fi- gure 8 mais représentant les conditions dans les phases de pré- lancement et de préparation du missile. En se référant à la figure 1, un viseur de téles- cope 1 et l'ensemble intégré d'un dispositif de poursuite 2 et d'un gyroscope stabilisateur 3 sont montés ensemble sur un15 bottier 4 qui contient tout le matériel électrique nécessaire. Le télescope 1 et le dispositif de poursuite 2 sont de manière générale alignés, et le dispositif de poursuite 2 et le gyroscope 3 sont intégrés de manière que la direction, par rapport au bottier, de l'axe optique dirigé vers l'avant du dispositif20 de poursuite soit variable et ne soit déterminée que par la position du volant de gyroscope, la direction de l'axe optique étant commandée par un élément optique fixé au volant du gy- roscope Une poignée 5 est fixée au bottier 4 et elle comprend un levier de commande 6 pour fournir des signaux de commande La25 poignée 5 porte aussi une gâchette 7 de mise à feu pour qu'un opérateur puisse tirer un missile au moment approprié Tout le matériel est construit de telle manière qu'un opérateur puisse l'utiliser de nombreuses façons, soit supporté sur le sol au moyen d'une structure de support, soit tenu à la main Un but30 du gyroscope 3 est d'assurer que, quelque soit le support du système, l'axe optique projeté du dispositif de poursuite 2 soit stabilisé dans l'espace et ne réponde pas aux mouvements angu- laires du matériel complet Un autre but est d'agir comme un dispositif pour diriger l'axe optique projeté du dispositif de35 poursuite au moyen de signaux de commande appliqués aux moteurs à couple de précession contenus dans le gyroscope, et en stabi- lisant en même temps l'axe optique projeté du dispositif de poursuite, lorsque tout le matériel est soumis à un mouvement angulaire Un troisième but du gyroscope 3 est d'agir comme dispositif pour mesurer les vitesses angulaires de tout le maté- riel à un moment o la stabilisation et l'action de direction, comme décrit ci-dessus ne sont pas exigées, Le dispositif de poursuite 2 est du type compor- tant un agencement de cellules photo-électriques de détection, avec un écran diffusant sur lequel une image réelle d'un feu (ou pavillon) porté par un missile 8 est concentrée au foyer par le système optique du dispositif 2, ledit dispositif de pour- suite produisant des signaux électriques correspondant aux coor-10 données de la position de l'image du missile par rapport au centre électrique ou point de référence de l'écran, qui est mis à zéro pour se trouver sur l'axe optique du dispositif de poursuite Ces signaux sont donc représentatifs de la direc- tion et de la quantité selon lesquelles le missile est décalé15 de l'axe optique projeté vers l'avant du dispositif de poursuite. Ces signaux sont modifiés convenablement par le matériel élec- trique contenu dans le boîtier 4 et, par suite, produisent des signaux de commande qui sont transmis au missile 8 par un câble arrière 9 Les signaux de commande sont reçus par un récepteur20 dans le missile 8 et sont utilisés pour commander le fonctionnement des dispositifs d'actionnement utilisés pour diriger le missile. On peut aussi utiliser d'autres types de dispositifs de pour- suite. En se référant aussi à la figure 2, celle-ci re- présente schématiquement un agencement du système de commande incorporé dans l'appareil de la figure 1 A l'utilisation, avant de lancer le missile, l'opérateur dirige d'abord le dispositif de visée 1 vers la cible au moyen de la poignée 5,et suit la cible en utilisant une marque de visée dans le dispositif 1,3 o en dirigeant donc aussi le dispositif de poursuite 2 environ vers la cible Lorsqu'il faut lancer un missile, l'opérateur enfonce la gâchette 7 de mise à feu tout en suivant la cible avec le viseur Le signal de mise à feu résultant est utilisé pour démarrer et libérer le gyroscope 3 qui, fonctionnant en mode de me-35 sure de vitesse angulaire, fait passer un signal proportionnel à la vitesse angulaire de cible à un générateur 10 de compensation de vitesse de cible Après un court instant, le missile est alors automatiquement lancé et un commutateur à fonctionnement automa- tique fait que le gyroscope 3 commence à fonctionner en mode stabilisant, l'axe optique du dispositif de poursuite 2 étant par suite stabilisé dans la direction pointée sur la position de la cible au moment du lancement du missile Après le lancement, le dispositif de poursuite 2 détecte le feu (ou pavillon) du5 missile et engendre des signaux représentant la direction et la distance radiales de la position du missile par rapport à l'axe sta- bilisé du dispositif de poursuite Ces signaux passent à une unité de mise en forme 11 o ils sont modifiés et envoyés à un transmetteur 2 qui à son tour, fournit des signaux de commande au missile 8 par le10 c Rble arrière 9 Les déviations 13 du missile 8 en vol par rapport à l'axe projeté du dispositif de poursuite sont détectées par ce dernier et les corrections de compensations sont introduites,dans le transmetteur 12 par le système de lecture d'erreurs du disposi- tif de poursuite, de sorte que le missile 8 est commandé par15 le dispositif de poursuite pour rester sur l'axe de ce dernier, Après le lancement également, le générateur de compensation de vitesse de cible fait passer un signal, représentant la vitesse angulaire de l'axe de visée au moment de la mise à feu, à une unité de mise en forme 14 qui modifie le signal et lefait20 passer aux moteurs à couple de précession dans le gyroscope 3 pour que l'axe optique du dispositif de poursuite 2 commence et continue à tourner à une vitesse angulaire correspondant à celle du viseur, qui était établie lors du réglage du missile avant lancement De plus, le générateur 10 produit des signaux qui passent à l'unité 11 pour transmission vers l'avant au missile, Ces signaux corrigent une tendance naturelle du missile C trainer derrière l'axe du dispositif de poursuite lorsque ce dernier se déplace, Pendant le vol du missile, l'opérateur observe par le viseur 1, les positions de la cible et du feu (ou pavillon) du missileet il peut maintenir le trajet du vol du missile le long de sa ligne de visée vers la cible au moyen du levier de commande 6, sans nécessairement faire tourner tout le boîtier 4, Le mouvement du levier de commande 6 fournit un35 signal électriqu EF qui est modifié par l'unité de mise en forme 14 et est envoyé aux moteurs à couple de précession dans le gy- roscope stabilisateur 3 pour diriger l'axe optique du dispositif de poursuite de manière que le feu (pavillon) du missile et la cible soient superposés dans le champ de vue du viseur 1, Le levier de commande 6 fournit ainsi une commande directionnelle princi- pale du missile superposée à la commande automatique par le dis- positif de poursuite et à la commande de prévision par le géné- rateur de compensation de vitesse de cible. Après lancement du missile, il peut être nécessaire que l'opérateur, pendant le contact avec la cible, fasse tourner toute l'unité de commande de feu de manière à maintenir la cible dans le champ de vue du viseur 1 Cette rotation après lancement n'influence pas la direction de vol du missile par suite de l'influence stabilisante du gyroscope 3. La figure 3 montre le dispositif de poursuite 2 et le gyroscope 3 qui occupent ensemble un bottier 30 Le gyros- cope 3 est un instrument réutilisable à démarrage par ressort, de poids léger et à deux degrés de liberté comportant un rotor 31 monté dans un ensemble 32 à Joints de cardan, avec un ensemble 33 de moteurs à couple et de prises, dont les moteurs périphériques à couple peuvent être utilisés pour positionner le point de cardan interne de l'ensemble 32 par rapport à des axes orthogo- naux (azimuth et élévation), Les moteurs à couple de llensemble 53 présentent les prises magnétiques à petit angle qui leur sont intégrées Un ensemble 34 à ressort de tension avec un treuil enrouleur 35 et une botte d'engrenages 36 de dépassement et de séquence peut être accouplé au rotor 31 au moyen d'un embrayage de prise 37 commandé par une broche 38 de prise et de libération dépas- sant de l'arrière du bottier 30. Le dispositif de poursuite 2 dans l'extré- mité antérieur du bottier 30 comprend un système 39 de lentilles d'objectif qui contient en son centre l'ensemble détecteur 40 ti dis- positif de poursuite, Cet ensemble comprend un groupe 41 de détec- teurs fendus statiques installé devant un écran diffuseur 42 et accouplé à un amplificateur 43, Le système 39 possède un axe optique-44 * Un miroir 45 à surface réfléchissante plane est monté dans l'extrémité antérieure du rotor 31 de façon que la surface réfléchissante 46 soit perpendiculaire à l'axe de rotation du rotor 31 et soit dirigée vers l'écran diffuseur 42 La surface réfléchissante 46 du miroir 45 est placée à une distance égale à la moitié de la distance focale arrière de l'ensemble 39 à par- tir de l'écran 42, de sorte qu'une image optique réelle d'un objet éloigné vue par le dispositif de poursuite est formée par l'ensemble 39 de lentilles sur l'écran diffuseur 42 après réflexion par le miroir 45, On décrira maintenant brièvement les principes de fonctionnement du système optique du dispositif de poursuite en se référant aux figures 4 à 6, La figure 4 montre la situation pour le fonctionne- ment de base du dispositif de poursuite alors que le miroir 45 est perpendiculaire à l'axe 44 du dispositif de poursuite, c'est-à-dire que le gyroscope est soit en prise, soit non dévié, L'ensemble 39 de lentilles et le miroir 45 produisent sur l'écran diffuseur une image A' d'un missile en A qui est sur l'axe projeté 44 du dispo- sitif de poursuite, l'image A' se trouvant au centre de l'écran 42. Un missile en B, qui est décalé de l'axe projeté 44 du dispositif de poursuite à son image en BI, décalée du centre par rapport à l'écran 42, et le bord de l'écran 42 établit donc l'angle @ max limite l'écart de l'axe du champ du dispositif de poursuite. L'image B' (hors centre) sur l'écran 42 engendrera un signal par le détecteur, qui est relié aux coordonnées hors centre de l'image B', et ce signal est utilisé comme un signal de demande par lequel le missile en B est commandé pour retourner en volant à la position A sur l'axe projeté, La figure 5 montre la situation lorsque le boîtier du dispositif de poursuite s'est déplacé d'un angle O max par suite d'un trouble de lancement ou d'une errance de but. Le rotor 31 du gyroscope et le miroir 45 sont restés orientés dans la direction d'origine dans l'espace Le principal rayon lumineux partant du missible A heurtera perpendiculairement le miroir 45, et l'image du missile reste donc en A' au centre de l'écran détecteur 42 Le détecteur ne produit aucun signal d'er- reurî donc le missible n'est pas sollicité à changer sa position dans l'espace En d'autres termes, l'axe optique du dispositif de poursuite a été stabili>edans l'espace par le gyroscope 3 et le miroir 45 à l'encontre de l'effet des dérangements du bottier 30. La figure 6 montre la situation lorsque le miroir 45 est entraîné à, l'écart de l'axe par un signal provenant du levier de commande 6 et arrivant aux moteurs à couple, comme décrit en regard de la figure 2 Un missile hors axe en B aura son image en B' qui est maintenant au centre de l'écran 42, de sorte que le détecteur 41 ne produit aucun signal Il s'ensuit qu'un missile en A qui répond au signal provenant du détecteur sera entraîné hors axe vers B alors que le miroir se déplace, On voit que le gyroscope D présente trois modes distincts de fonctionnement: a) il est libéré au départ d'une opération de réglage sur ci- ble avant lancement, et remplit la fonction d'un gyroscope de vitesse La déviation du bottier 40 du gyroscope et du dispositif de poursuite autour du rotor 31 stabilisé dans l'espace est mesurée par les prises à petit angle, et le signal ainsi produit est ampli- fié et utilisé pour exciter les moteurs périphériques à couple, qui ramènent le rotor en alignement avec le bottier 40 Le rotor est donc effectivement maintenu sur l'axe avec l'unité de commande de vol, mais le signal sur les prises donne une mesure du couple requis pour maintenir le rotor en alignement avec le boîtier et, par conséquent, de la vitesse à laquelle tourne le dispositif de poursuite en suivant la cible mobile, Ce signal est traité pour fournir une compensation de vitesse de cible comme décrit en regard de la figure 2; b) lorsque les moteurs à couple sont déconnectés des prises, comme cela se produit au moment o le missile est lancé, le rotor est libre de garder une référence fixe dans l'espace, et remplit une fonction stabilisante normale pour l'axe du dispositif de poursuite; et c) si un signal est appliqué aux moteurs à couple par une source quelconque autre que les prises, le rotor sera dévié à une vites- se proportionnelle à ce signal, mais continuera à remplir une fonction stabilisante à l'encontre du mouvement de l'unité de commande de feu, En pratique, le levier de-commande 6 dans le sys- tème de guidage du missile est utilisé pour entraîner les moteurs à couple de fin de fournir des changements de position dans le rotor, comme décrit précédemment. Une variante d'agencement du système de commande -: et du précédé de fonctionnement de l'appareil de la figure 1 est représentée schématiquement sur la figure 7 Dans cet agencement, la sortie du dispositif de poursuite 2 est utilisée pour diriger le gyroscope 3 et, par suite, l'axe optique projeté du dispositif 2, de manière à aligner l'axe du dispositif de poursuite avec le feu (ou pavillon) du missile observé par le viseur De plus, les signaux du dispositif de poursuite, qui représentent les demandes de vitesse angulaire du gyroscope 3, sont envoyés à un intégrateur électrique 15 qui convertit les signaux de vitesse angulaire en un signal intégré proportionnel à l'angle dont a tourné l'axe du dispositif de poursuite Ce signal intégré est envoyé à l'unité de mise en forme 11 et converti dans celle-ci en signaux de demande pour transmission vers l'avant au missile 8 L'effet de ce signal intégré est de commander le missile 8 por qu'il se déplace vers une ligne de visée déterminée à l'origine par la direction initiale de l'axe du dispositif de poursuite 2 Ledit axe reste pointé sur le feu du missile à cause de la boucle de commande de vol existant entre le dispositif de poursuite 2 et le gyroscope 3 et, alors que ledit axe suit le feu du missile et retourne à sa direction originelle, le signal de l'intégrateur revient à zéro Dans cet agencement, le générateur 10 de com- pensation de vitesse de cible fonctionne comme dans l'agencement précédent, sauf que le signal délivré au gyroscope 3 ne traverse pas l'unité de mise en forme 14 Des signaux provenant du levier de commande 6 passent à ladite unité 14 o ils sont modifiés et envoyés directement à l'unité de mise en forme 11 comme signaux principaux de commande pour transmission vers l'avant au missile 8 Le mouvement du levier 6 commande maintenant le missile pour qu'il se déplace par rapport à la ligne de visée de la cible, l'axe du dispositif de poursuite 2 étant obligé de suivre le missile jusqu'à ce que le signal de sortie du dispositif de poursuite qui a traversé l'intégrateur 15 doit suffisant pour annuler le signal du levier de commande Donc, dans cette variante du système, le le- vier de commande 6 fournit encore une commande directionnelle principale du missile 8, superposée à la commande automatique par le dispositif de poursuite 2 et à la commande de prédiction par le générateur 10 de compensation de vitesse de cible. Dans ces deux agencements, le vol du missile n'est pas affecté par un mouvement quelconque de l'unité complète de commande de feu tenue à la main (ou guidée à la main) après lancement, par suite de l'effet de stabilisation dans l'espace du gyroscope. Les deux agencements comprennent une caractéristique nouvelle principale de l'invention, c'est-à-dire la compensation de prédiction pour les vitesses de cibles mobiles Avant le lan- cement, on utilise le gyroscope pour mesurer la vitesse angulaire approximative de la cible telle qutelle est suivie par le viseur, et cette vitesse est automatiquement maintenue imposée sur le dispositif de poursuite après lancement, Cette caractéristique est présente pour aider à des engagements à très courte distance de cibles qui se croisent. Le troisième mode de réalisation des figures 8 et 9 se rapporte à l'application de linvention à une unité de com- mande de feu pour un système d'armes portées par hélicoptère. Les différences principales avec les deux premiers modes de réa- lisation proviennent de l'association du système avec un viseur optique stabilisé par gyroscope, qui est nécessaire pour l'obser- vation de cibles à partir de l'hélicoptère mobile. Dans ce cas les éléments optiques du dispositif de poursuite sont intégrés au viseur optique et le gyroscope stabi- lise à la fois le viseur et le dispositif de poursuite On utilise un seul levier de commande à la fois pour diriger le viseur et, pendant les engagements, pour commander le missile. L'agencement général pendant la phase de guidage est illustré schématiquement sur la figure 8 Le dispositif de poursuite 2, le gyroscope 3 et un miroir stabilisateur 3 A sont ré- liés dans une boucle auto-suiveuse rapide Ceci conserve l'axe du dis- positif de poursuite (qui est aussi l'axe optique du viseur) aligné avec le feu du missile et le missile aucentre du champ de vue optique présenté à l'opérateur par le système optique intégré, Toute tendance du missile à dériver fait que le gyros- cope suit et qu'un signal apparaît à la sortie de l'intégrateur , ce signal représentant la dérive mesurée du missile Ceci a pour résultat qu'une commande est appliquée au missile de façon à éliminer 1 dérive, Des mouvements de correction de course du missile et de l'ensemble dispositif de poursuite/viseur peuvent être effectués en manoeuvrant le levier de commande 6. L'opérateur utilise le missile, qui est maintenu au centre de son viseur, comme marque de visée et le maintient sur la cible en manipulant le levier de commande. L'agencement avant lancement et pendant la prépa- ration est représenté sur la figure 9 Avant le lancement, le il même levier de commande 6 est relié aux moteurs à couple du gyroscope 3 et est utilisé par l'opérateur pour disposer le viseur sur la cible en utilisant une marque de visée éclairée se trou- vant dans le viseur Immédiatement après le lancement, un interrup-5 teur Si se ferme et des commandes à boucle ouverte peuvent être envoyées par cet interrupteur au missile pour l'amener vers la ligne de visée de la cible qui, dans certains systèmes de missile, peut se-trouver suivant de grands angles par rapport à l'axe du corps de l'hélicoptère sur lequel sont montés les missiles Lorsque le missile entre dans le champ de vue de l'ensemble dispositif de poursuite/viseur qui au début, fonctionne en mode de préparation à grand angle, un interrupteur 52 se ferme et des commandes prove- nant du dispositif de poursuite 2 sont envoyées au missile pour l'amener sur l'axe du dispositif de guidage Pendant la phase de préparation, l'opérateur continue à diriger le viseur sur la cible en utilisant la marque de visée éclairée et le levier de commande. Lorsque le missile a été préparé, le dispositif de guidage change pour passre son mode de guidage précis à champ étroit, la marque de visée éclairée s'éteint et le système est commuté à l'agence- ment de lafigure 8, Dans ce systèmes la caractéristique de compensation de vitesse de cible décriteen se référant à la figure 2 n'est pas nécessaire car, en suivant la cible avec la marque de visée éclairée, l'opérateur établit la position requise du levier de commande pour donner la vitesse correcte de la ligne de visée et, à part de petits ajustements la Mêmeposition du levier de commande servira pendant la phase de guidage. REVENDICATIONS 1. Système de guidage pour missile guidé,caracté- risé en ce qu'il comprend un viseur optique; une commande manuelle pour engendrer des signaux de commande manuelle en réponse à la 5 manipulation de ladite commande par un opérateur; un dispositif de poursuite comportant un système optique pour suivre un missile en vol dans le champ de vue du système optique du dispositif de pour- suite, ledit dispositif étant construit et agencé pour engendrer des signaux d'erreur représentatifs de la position décalée ra-10 dialement du missile par rapport à l'axe projeté du dispositif de poursuite, et étant incorporé dans un canal de commande de vol comprenant des moyens pour transmettre des signaux de commande de vol à un récepteur se trouvant dans le missile pour le guider en vol, de sorte qu'il se forme une boucle de commande fermée qui15 comprend un trajet optique de réaction du missile au dispositif de poursuite; des moyens pour introduire les signaux de commande manuelle dans la boucle de commande fermée; un support commun qui supporte le dispositif de poursuite et le viseur, le dispositif de poursuite étant construit et agencé de manière que la direction20 de son axe projeté soit mobile angulairement par rapport au support; et un gyroscope monté sur le support et agencé pour stabiliser et commander la direction de ltaxe projeté du dispositif de poursuite indépendemment du mouvement du support. 2. Système selon la revendication 1, caractérise en ce que les systèmes optiques du viseur et du dispositif de poursuite sont intégrés en un seul système optique qui fournit un champ commun de vue pour le dispositif de poursuite ainsi que pour l'opérateur regardant à travers le viseur, l'axe du système optique intégré comprenant les axes coïncidant du dispositif de poursuite30 et du viseur, et en ce que le gyroscope est agencé pour stabiliser et régler la direction de l'axe projeté du système optique intégré, 3, Système selon la revendication 1 ou 2, caracté- risé en ce que les signaux d'erreur du dispositif de poursuite sont utilisés directement pour fournir les signaux de commande35 de vol. 4. Système selon la revendication 1 ou 2, caractérisé en ce que les signaux d'erreur du dispositif de poursuite sont utili Ués pour que le gyroscope dirige l'axe du système de dispo- 1-3 sitif de poursuite de manière à maintenir ledit axe projeté aligné sur le missile guidé. , Système selon la revendication 4, caractérisé en ce que les signaux d'erreur du dispositif de poursuite sont mis en précession sur le gyroscope pour diriger l'axe du disposi- tif de poursuite de manière qu'il suive le missile en vol, les signaux d'erreur du dispositif de poursuite étant aussi utilisés pour fournir les signaux de commande de vol. 6, Système selon la revendication 5, caractérisé en ce qu'il comprend des moyens pour intégrer les signaux d'erreur du dispositif de poursuite et pour utiliser les signaux intégrés pour former les signaux de commande de vol. 7. Système selon la revendication 6, caractérisé en ce que les moyens intégrateurs sont agencés de manière que les signaux intégrés soient représentatifs de la déviation du missile à partir de la ligne initiale de l'axe pro- jeté du dispositif de poursuite, de sorte que l'effet des signaux de commande de vol est de déplacer le missile vers l'alignement avec ladite ligne. 8 Système selon l'une quelconque des revendica- tions 1 à 7, caractérisé en ce que le gyroscope est agencé pour fournir un signal correspondant à la vitesse directionnelle de déplacement angulaire du viseur lors de la poursuite d'une cible mobile immédiatement avant le lancement du missile, des moyens étant présents pour introduire dans la boucle fermée de commande, après lancement du missile, un signal de prédiction correspondant au signal fourni par le gyroscope immédiatement avant le lancement, pour commander le vol du missile après lancement. 9. Système selon la revendication 8, caractérisé en ce que lesdits moyens pour introduire le signal de prédiction dans la boucle fermée de commande sont mis en action après lance- ment du missile pour mettre le gyroscope en précsion afin qu'il dirige l'axe du dispositif de poursuite dans une direction et selon une' vitesse angulaire correspondant à celles du viseur immé- diatement avant lancement, 10. Système selon la revendication 8 ou 9, carac- térisé en ce que lesdits moyens pour introduire le signal de prédiction dans la boucle fermée de commande comprennent un géné- rateur de signaux de compensation de vitesse relié pour recevoir le signal provenant du gyroscope immédiatement avant lancement. 11, Système selon la revendication 9 ou 10, carac- térisé en ce qu'il comprend des moyens pour introduire dans la boucle fermée de commande un signal additionnel provenant de la sortie du générateur de compensation de vitesse. 12. Système selon l'une quelconque des revendications 8 à 11, caractérisé en ce que le gyroscope comporte des moteurs à couple par lesquels l'axe du rotor de gyroscope peut être dirigé en réponse aux signaux fournîsaux moteurs à couple, lesdits moteurs étant munis de moyens électromagnétiques de prise pour mesurer la déviation ou la vitesse de déviation de l'axe du rotor. 13. Système selon l'une quelconque des revendica- tions 1 à 12, caractérisé en ce que les moyens pour introduire les signaux de commande manue 2 le dans la boucle fermée de commande sont agencés pour utiliser les signaux de commande manuelle pour mettre le gyroscope en précision afin de diriger l'axe du disposi- tif de poursuite. 14, Système selon l'une quelconque des revendica- tions 1 à 13, caractérisé en ce que le dispositif de poursuite et le gyroscope sont montés dans un bo Utier commun, le rotor du gy- roscope étant monté au moyen d'un agencement à joint de cardan derrière le système optique du dispositif de poursuite dans le boî- tier, le dispositif de poursuite ayant un écran détecteur faisant face vers l'arrière positionné derrière son ensemble de lentilles d'objectif, et en ce que le gyroscope porte un miroir monté de manière que sa surface réfléchissante soit maintenue radiale par rapport à l'axe du rotor et soit dirigée vers l'écran détecteur du dispositif de poursuite, le miroir étant agencé pour renvoyer par réflexion, sur ledit écran une image optique réelle fournie par le système optique du dispositif de poursuite, de la scène se trouvant dans le champ de vue en face du système optique du dispositif'de poursuite. 15 Système selon la revendication 14, caractérisé en ce que la distance de la surface réfléchissante du miroir à l'écran du dispositif de poursuite est ég 4 le à la moitié de la longueur focale arrière de l'ensemble de lentilles d'objectif du système optique du dispositif de poursuite. 16 2665252 16. Système selon l'une quelconque des revendica- tions 1 à 15, caractérisé en ce que le support commun pour le viseur et le dispositif de poursuite est un véhicule ou un aéronef en mouvement.