FR 2661245 A1 19911025 FR 9005305 A 19900423 -1- La présente invention concerne un procédé d'autoguidage de missile tactique sur un but supersonique. Traditionnellement l'organe de guidage des missiles autoguidés est un capteur sensible au rayonnement électromagnétique ou infrarouge de la cible Ce capteur est, en général, porté sur un système de pointage mobile asservi sur le but appelé autodirecteur Des gyrométres montés sur 1 'autodirecteur mesurent la vitesse angulaire absolue de la ligne de visée qui est, à la précision de l'asservissement près, la ligne missile cible Le capteur peut aussi être lié au missile Dans ce cas la vitesse angulaire absolue de la ligne missile cible est obtenue en combinant la direction de la cible relative au missile, mesurée par le capteur, et l'orientation absolue du missile mesurée par une centrale inertielle Le capteur électromagnétique est actif ou passif, suivant qu'il émet lui- même ou non le rayonnement éclairant la cible; La loi de guidage transforme la vitesse angulaire absolue de la ligne de visée en un ordre au missile Elle demande la connaissance de la vitesse radiale missile cible qui est soit mesurée, soit estimée. L 'autodirecteur a les inconvénients suivants * coût très élevé, sensibilité au leurrage, point visé sur la cible mal connu et fluctuant, pouvant sortir du contour apparent, accrochage sur la cible délicat, qu'il soit réalisé avant ou après le départ du missile, portée limitée. Le procédé selon l'invention permet de remédier aux inconvénients précédents car il est basé sur l'asservissement du missile à l'onde de choc attachée à la cible au moyen d'organes sensibles qui sont de simples capteurs de pression Il ne concerne donc que les cibles supersoniques. Le terme onde de choc est utilisé ici pour définir l'onde de pression induite à grande distance par une cible supersonique, assimilable à une nappe de révolution de faible épaisseur, se propageant suivant les lois de l'acoustique On pourrait utiliser de manière équivalente, le terme "onde acoustique". Le missile est muni d'une centrale inertielle rustique fournissant à chaque instant une mesure de sa position M, de son vecteur vitesse VM, de son accélération rm et de son trièdre de référence Tm dans un trièdre inertiel de référence To. -2- L'organe sensible du guidage, remplaçant 1 'autodirecteur, est constitué par un ou plusieurs capteurs de pression placés à bord du missile Ces capteurs peuvent être constitués d'un ou plusieurs orifices répartis sur le missile reliés à autant de détecteurs de pression, ou à un détecteur unique pour 1 'ensemble des orifices Il s'agit de détecteurs simples de type microphone Ces capteurs détectent et datent, grâce à une horloge interne, leurs passages à travers l'onde de choc de la cible. Compte tenu de la raideur du front de 1 'onde de choc de la cible, ces passages sont datés avec une très grande précision La bande passante des capteurs est choisie en conséquence La figure 1 montre des emplacements possibles de capteur ( 1) ( 2) ( 3). L'onde de choc de la cible est assimilée à une nappe conique d'origine un point B de la cible, d'axe la vitesse de la cible VB et d'angle au somoet f = Arc sin -v, a étant la célérité du son. VB Dans son principe, l'ordre de guidage produit une trajectoire du missile, qui, relativement au but a l'allure d'une sinusoïde de faible amplitude située alternativement à l'intérieur et à l'extérieur de la nappe conique en suivant une génératrice de cette nappe Les mesures concourant à l'élaboration de l'ordre sont effectuées à chaque traversée de la nappe conique L'interception a lieu quand le missile arrive au sommet du cône ce qui demande évidemment que sa vitesse soit supérieure à celle de la cible. La figure 2 montre la cible ( 1), la trajectoire absolue de la cible ( 2), le missile ( 3), l'onde de choc conique de la cible ( 4), la trajectoire relative moyenne du missile ( 5) qui est une génératrice du cône, la trajectoire absolue moyenne du missile ( 6) conduisant au point d'interception ( 7). Dans sa réalisation suivant l'invention, la loi de guidage comprend deux modules fonctionnels programmés sur le calculateur du missile Le premier, appelé estimateur, détermine la vitesse du missile relativement à la nappe conique à chaque traversée de celle-ci Le second, appelé contrôleur élabore la commande au missile en fonction de la vitesse relative estimée. L'estimateur estime la trajectoire de la cible définie par sa position B et son vecteur vitesse VB, soit en tout 6 paramètres, à partir des positions successives des capteurs de pression M (k,i) à la traversée de l'onde de choc (k numéro du capteur, i numéro de la traversée), survenant à l'instant t, Ces positions sont déduites de la position à t. du missile élaborée par la centrale inertielle et de la disposition des capteurs dans le missile L'estimateur non linéaire utilise un -3algorithme du gradient conjugué ou d'un autre type Il est initialisé avec les informations éventuelles sur la trajectoire du but communiquées au missile avant tir En l'absence de telles informations, la convergence est acquise après un nombre N de traversée dépendant du nombre k de capteurs installés dans le missile, tel que nk= 6 Il est possible, lorsque le transitoire de recalage est amorti, d'estimer l'accélération du but r B La grande précision des mesures l'autorise. On choisit un capteur particulier (dans le cas o il est unique c'est évidemment celui-là) comme point du missile dont la trajectoire A A sera contrôlée A partir de l'estimée du but Bi, V Bi obtenue quand ce capteur effectue la traversée n'i au point Mi, on détermine en ce point le trièdre instantané du guidage Tc constitué par la génératrice du cône xc, la normale intérieure zc, la tangente au cercle directeur Yc. On calcule en outre les composantes de la vitesse relative du missile au but suivant zc et yc, notées ez et e. C z y Le contrôleur élabore les ordres commandés au missile Le missile auquel s'applique l'invention peut avoir une organisation quelconque Il peut être stabilisé en roulis ou en autorotation naturelle Son mouvement latéral peut être produit par des forces aérodynamiques et/ou pyrotechniques La prise d'incidence peut être provoquée par un actionneur aérodynamique (gouverne), pyrotechnique (impulseur, jet transversal) ou autre L'actionneur peut opérer suivant deux axes transversaux de manoeuvre (lacet, tangage) ou un seul (si le missile est en autorotation) L'ordre commandé peut s'adresser directement à (aux) actionneur(s) ou à un autopilote, s'il existe Il peut s'agir d'un autopilote en accélération ou en vitesse angulaire transversale L'exposé suivant est fait en supposant un missile stabilisé en roulis et muni d'un autopilote en accélération. Les ordres en accélération au missile sont d'abord calculés dans le repère x C yc z Ils comprennent deux composantes La première composante Fyc dirigée suivant yc, a pour effet d'asservir la projection du missile yc sur le plan tangent au cône x yc, à suivre la génératrice du cône xc, ou encore d'asservir la projection de la vitesse du missile sur le plan tangent au cône à être parallèle à la génératrice Elle est linéaire, de la forme Fyc = -k e, k gain Une fonction de transfert plus élaborée yc y pourrait être substituée au gain suivant la dynamique du missile La seconde composante r Zc, dirigée suivant la normale au cône zc a pour but d'entretenir une trajectoire périodique perpendiculaire à l'onde de choc assurant les traversées nécessaires à l'excitation des capteurs de pression et aux mesures subséquentes Elle est produite par une loi non 4 2661245 linéaire de la forme r = r signe lf(e >l La fonction f est choisie, zc Max en liaison avec l'amplitude r de la comiande et la dynamique du max missile, pour régler coemm il convient l'amplitude et la fréquence du cycle limite La distance de passage est de l'ordre de l'amplitude de ce cycle. Les ordres en accélération sont ensuite calculés dans le repère missile xm ym Zm (mesuré par la centrale inertielle), par la condition que leurs projections sur yc et z soient respectivement égales à rc et C C yc r. zc La figure 3 constitue un diagramme fonctionnel simplifié du procédé selon l'invention montrant les fonctions exercées par le(s) capteur(s) ( 1), la centrale inertielle ( 2), l'estimateur ( 3) et le contrôleur ( 4) . La figure 4 montre la trajectoire relative du missile ( 1) autour de la génératrice du cône ( 2) contenue dans le plan défini par la génératrice ( 2) et la normale ( 3). Le missile est lancé depuis un poste de tir L'invention s'applique à un poste de tir terrestre, naval ou aérien La direction de lancement peut être quelconque sous les conditions que le missile rallie l'onde de choc de la cible et dispose des capacités cinématiques suffisantes pour s'y asservir et rattraper la cible Au cours de la phase initiale entre le lancement et la première traversée de l'onde de choc de la cible, le missile est asservi à une trajectoire de ralliement précalculée sous le critère que la vitesse du missile relative au but à la première traversée de l'onde de choc ait une direction aussi proche que possible de celle de la génératrice de la nappe conique, c'est à dire que la condition cinématique d'interception indiquée sur la figure 5 soit remplie Sur cette figure on voit la vitesse absolue du but ( 1), celle du missile ( 2) , la vitesse relative de missile ( 3) L'angle ( 4) vaut Arc sin a, a étant la célérité du son La détermination de cette trajectoire suppose que le poste de tir ait des informations sur la trajectoire du but (une telle information peut être simplement la détection du passage de l'onde de choc de la cible par le poste de tir) Si aucune information n'est disponible le missile peut être tiré au jugé et la trajectoire de ralliement est rectiligne Il en résulte que, dans la plupart des cas, la condition cinématique d'interception ne sera pas réalisée à la première traversée, mais après un transitoire résorbé au bout d'une à 2 traversées supplémentaires, au delà duquel le cycle limite asservissant le missile à l'onde de choc sera effectivement enclenché Les ordres r,1 r calculés yc zc aux premières traversées tiennent compte de cette circonstance et aussi du temps de réponse de l'algorithme de llestimateur La figure 5 montre -5une trajectoire relative complète d'interception pour un poste de tir situé à l'intérieur de la nappe conique, ce qui pourrait être le cas d'un tir air air On y voit la cible ( 1), son onde de choc ( 2), la trajectoire relative de ralliement ( 3) et la trajectoire relative d'interception ( 4) . -6- Rj EVKNI T>NI'ICU 4 1) Procédé de guidage d'un missile antiaérien supersonique contre une cible supersonique par asservissement du missile à l'onde de pression induite à grande distance par la cible supersonique, appelée aussi onde de choc. 2) Procédé de guidage suivant la revendication 1 caractérisé par la détection de l'onde de choc de la cible par le missile au moyen d'un ou plusieurs capteurs de pression installés à son bord. 3) Procédé de guidage suivant les revendications précédentes caractérisé par l'estimation de la trajectoire de la cible à partir des positions et attitudes du missile aux instants datés auxquels les capteurs de pression installés à bord du missile traversent l'onde de choc de la cible, au moyen d'algorithme approprié. 4) Procédé d'identification de la trajectoire d'une cible supersonique par un réseau de capteurs de pression portés par une installation fixe terrestre, par un véhicule terrestre, par un navire ou un aéronef, suivant la revendication 3. ) Procédé de guidage suivant les revendications 1, 2 et 3 consistant à commander au missile une trajectoire quasi sinusoïdale de part et d'autre de l'onde de choc assurant l'excitation périodique des capteurs de pression et les mesures subséquentes. 6) Procédé de guidage suivant les revendications 1, 2, 3 et 5 évitant au missile de décrire en finale une hélice conique par asservissement de sa trajectoire relative moyenne à la génératrice de l'onde de choc conique. 7) Procédé de guidage suivant les revendications 1, 2, 3, 4, 5, 6 consistant à lancer un missile muni de capteurs de pression dans une direction calculée par une poste de tir automatique mmi de capteurs de pression suivant la revendication 4. 8) Procédé de guidage suivant les revendications 1, 2, 3, 5 et 6 consistant à ajouter à un missile muni d'un autodirecteur électromagnétique ou infrarouge, un ou plusieurs capteurs de pression permettant d'intercepter un but supersonique en présence de contre mesures saturantes. 9) Procédé de guidage suivant les revendications 1, 2, 3, 5, 6, 8 depuis un poste de tir terrestre, naval ou aérien.