FR 2723191 A1 19960202 FR 9307611 A 19930623 La présente invention concerne un procédé d'autoguidage d'un missile guidable et muni d'une tête militaire ainsi qu'un dispositif pour la mise en oeuvre de ce procédé. Des dispositifs de ce type sont utilisés notamment dans les fusées, les projectiles guidés, les missiles de petite taille portés et lancés par un autre missile (submissiles), les munitions d'artillerie et les armes de proximité et en particulier dans le domaine des missiles. Dans le domaine des missiles courants on connaît des procédés d'autoguidage d'un missile guidable et muni d'une tête militaire qui peut être un projectile ou un missile porté par un autre missile (submissile) et muni d'une tête chercheuse active. Dans ce cas, le projectile ou le submissile est utilisé pour la lutte contre des objectifs terrestres au repos ou mobiles. L'invention a pour but de fournir un procédé dans lequel, au cours de sa phase d'approche de l'objectif, le missile utilise pour son guidage l'image de fond du sol (clutter). L'invention a également pour but de fournir un dispositif grâce auquel il soit possible de guider le missile jusqu'à un objectif terrestre et qui permette avec des moyens peu coûteux de réaliser un balayage ou exploration du sol et de l'objectif terrestre. En ce qui concerne le procédé, ce but est atteint selon l'invention par le fait qu'au cours de sa phase d'approche de l'objectif le missile suit une trajectoire incurvée, que sur cette trajectoire incurvée le rapport S/C des signaux S réfléchis par l'objectif terrestre à l'écho C du sol est maintenu constant ou au moins sensiblement constant et que le vecteur trajectoire du missile est dirigé vers le sol. En ce qui concerne le dispositif, ce but est atteint selon l'invention grâce à un groupe d'antennes constitué par des antennes émettrices et des antennes réceptrices qui constituent un groupe fixe relié au missile et qui est raccordé à une unité émettrice et réceptrice, ou grâce à une unité émettrice et réceptrice constituée par un ou des projecteurs et par des détecteurs et fonctionnant de manière optique, qui constitue un groupe fixe relié au missile dans lequel les détecteurs sont reliés à une unité d'exploitation. Les avantages du procédé consistent notamment en ce que le signal d'objectif et le signal d'image de fond (signal d'écho) sont convertis simultanément en un signal de guidage avec le plus grand glissement Doppler. Les avantages du dispositif consistent en ce que le balayage ou exploration du sol et de l'objectif terrestre est accompli sans qu'il soit besoin de déplacer des pièces mécaniquement. Ceci autorise une fabrication peu coûteuse du dispositif selon l'invention. Il est possible en outre d'utiliser pour la réalisation du dispositif des technologies de fabrication peu coûteuses telles que celles qui sont utilisées pour le domaine inférieur des GHz. En outre, le dispositif résiste aux fortes accélérations et au intempéries. D'autres caractéristiques et avantages de l'invention apparaîtront mieux dans la description détaillée qui suit, qui concerne le cas d'un missile et qui se réfère aux dessins annexés, donnés uniquement à titre d'exemple, et dans lesquels: la figure 1 représente le missile au cours de sa phase d'approche de l'objectif; la figure 2 représente le missile au cours de sa phase de recherche de l'objectif; la figure 3 représente le concept de système du procédé selon l'invention qui fait intervenir un procédé FLSAR intégré; la figure 4 représente la décomposition en composantes du mouvement d'un objectif terrestre mobile; la figure 5 représente une partie du plan g/lq de la figure 3; la figure 6 représente un scénario possible d'approche de l'objectif vu depuis le missile; la figure 7 représente un synoptique modulaire d'une forme de réalisation préférée du dispositif selon l'invention; et la figure 8 représente une configuration d'antennes préférée pour le dispositif selon l'invention qui est représenté sur la figure 7. La figure 1 représente le missile 1, qui peut être par exemple une fusée guidable, pendant sa phase d'approche de l'objectif. Le vecteur trajectoire 21 du missile 1 est tourné vers le sol 4 depuis l'axe longitudinal du missile. Le prolonge- ment du vecteur trajectoire 21 en direction du sol 4 rencontre celui-ci en un point Z qui, à l'instant t = to, prend la valeur Z0 sur l'abscisse t d'un système de coordonnées cartésiennes d'ordonnée ii, qui définit le plan de la trajectoire (t, n). to représente un instant de préférence antérieur au cours de la phase d'approche de l'objectif. Au plus tard à cet instant to, au cours de l'approche de l'objectif, le missile 1 émet en continu par une antenne émettrice (non représentée) des signaux qui sont réfléchis d'une part par l'objectif terrestre 3 et d'autre part par le sol 4 proprement dit. Ces signaux réfléchis S (par l'objectif terrestre 3) et C (par le sol 4) sont reçus par les antennes réceptrices (non représentées) du missile 1 et exploités dans une unité d'exploitation (non représentée). En fonction des résultats de cette exploitation, le missile 1 est guidé de manière que sa trajectoire 2 soit incurvée de telle sorte qu'en moyenne le rapport entre le signal S réfléchi par l'objectif terrestre 3, également appelé signal d'objectif terrestre, et le signal C réfléchi par le sol 4, également appelé signal de clutter ou d'image de fond, soit maintenu constant ou au moins sensiblement constant. Dans le cas d'un objectif terrestre 3 fixe la trajectoire 2 est alors sensiblement circulaire. Le rapport S/C entre le signal de l'objectif terrestre S et le signal de clutter est donné approximativement par la relation suivante: S s C = const. - R (1.1) C Rz c Z 2f sint 2f VG dans laquelle S = signal réfléchi par l'objectif terrestre 3, RZ= distance entre le missile 1 et l'objectif terrestre 3 ("éloignement de l'objectif"), y = angle entre la distance RZ du missile 1 à l'objectif terrestre 3 et la distance RD entre le missile 1 et le point de rencontre D du vecteur vitesse propre VG du missile 1 ("angle des lignes de visée"), c = vitesse de la lumière, fs = fréquence d'émission du radar du missile 1, B = largeur de bande d'exploitation du radar du missile 1, VG = vitesse propre du missile 1. Lorsque l'objectif terrestre 3 se déplace, ce mouvement est détecté par le missile 1 qui réalise une correction correspondante de sa trajectoire. Cette correction peut être réalisée en ce que le missile 1 est guidé vers un point d'impact estimé qui est éloigné d'une distance AZ de la position momentanée de l'objectif (position d'arrêt momentané de l'objectif terrestre 3). L'estimation de cette distance peut être faite par exemple selon la formule AZ = TI VZ dans laquelle T* = instant estimé de l'impact, VZ = vitesse de l'objectif terrestre 3 qui se déplace sur le sol 4, AZ = distance parcourue par l'objectif terrestre 3 dans le plan,,q (voir figure 5). Pour déterminer ce rapport et l'accélération transversale nécessaire au guidage du missile 1, celui-ci détermine la distance RZ entre le missile 1 et l'objectif terrestre 3, la distance RD entre le missile 1 et le point de rencontre D sur le sol 4 et l'angle des lignes de visée y entre les deux distances RZ et RD, par exemple à l'aide du procédé FLSAR (orward-Looking-,ynthetic-Aperture- Radar). La vitesse propre de l'objectif terrestre 3 est déterminée par exemple à partir du rapport entre la vitesse radiale de l'objectif terrestre 3 et la vitesse propre du missile 1 multiplié par le cosinus de l'angle des lignes de visée y, et cette vitesse propre est prise en compte pour la correction de la trajectoire. La correction de la trajectoire peut être calculée par exemple en ligne ou bien encore elle peut être lue dans une table mémorisée. L'accélération transversale bq qui doit être communiquée au missile 1 est décrite approximativement par la relation suivante: 2VG sin b = G O (1.2) zo dans laquelle VG = vitesse propre du missile 1, yo = angle des lignes de visée à l'instant t = to de l'acquisition de l'objectif, Rzo = éloignement de l'objectif à l'instant t = to de l'acquisition de l'objectif. L'angle des lignes de visée yo peut être déterminé par exemple par sélection de la fréquence Doppler. La figure 2 représente le missile 1 au cours de sa phase de recherche de l'objectif. Tous les points d'objectif dont les directions de visée font le même angle avec le vecteur vitesse propre VG du missile 1 donnent des signaux d'écho de même glissement Doppler par rapport à la fréquence d'émission du radar. Les courbes formées par l'intersection de ces directions de visée avec le sol 4 peuvent être décrites par des courbes de glissement Doppler constant appelées également "iso-Doppler". Ces courbes sont sensiblement elliptiques et, pour une différence de fréquence constante, les distances entre ces ellipses deviennent toujours plus faibles lorsque l'angle des lignes de visée augmente. Les courbes de même éloignement, appelées également 'iso- Distances" ('"Iso-Ranges"), sont des cercles centrés sur la projection du missile i sur le sol 4, qui, lorsqu'ils sont observés suivant un angle solide suffisamment petit, sont séparés par des distances sensiblement constantes. Le lobe de rayonnement d'antenne du radar du missile 1 coupe une partie déterminée de cette famille de courbes. Le procédé FLSAR consiste à obtenir, grâce à une exploitation à bande étroite des signaux d'écho de chaque domaine d'éloignement, une résolution angulaire par effet Doppler plutôt que par le lobe de rayonnement d'antenne. Les cellules de résolution sont donc déterminées par l'intersection des "iso-ranges" et des "iso-Doppler" et non pas par l'intersection des "isoranges" et du lobe de rayonnement d'antenne. L'utilisation du procédé FLSAR dans le cadre de l'invention permet d'obtenir des avantages essentiels par rapport aux concepts de radars à ondes millimétriques courants. Ces avantages sont particulièrement apparents lorsque l'on compare le procédé FLSAR utilisé dans le cadre de l'invention et le procédé radar à ondes millimétriques courant qui est utilisé pour la résolution transversale du lobe de rayonnement d'antenne. La résolution angulaire qui peut être obtenue avec une largeur de bande d'exploitation B augmente avec l'écart du vecteur vitesse propre VG. Même lorsque l'on utilise une fréquence d'émission située par exemple dans la bande Ku, la "cellule Doppler" la plus inexacte qui s'étend directement autour du point de rencontre du vecteur vitesse avec le sol 4 (surface de la terre) n'est pas plus large que la résolution angulaire d'une tête chercheuse radar de même éloignement présentant une largeur de lobe de rayonnement d'antenne qui, dans le cas d'une ouverture disponible dans un missile, ne pourrait être obtenue qu'avec des fréquences d'émission situées dans le domaine des ondes millimétriques. Contrairement à un tel radar qui, pour la recherche de l'objectif, devrait accomplir un mouvement de balayage dans le domaine donné, une tête FISAR nécessite une durée d'intégration sensiblement plus longue (inverse de la largeur de bandes d'exploitation Doppler), durée dont elle dispose cependant du fait qu'elle embrasse simultanément la totalité du domaine de l'objectif. Bien qu'avec un radar à ondes millimétriques il soit possible d'améliorer la résolution en dehors du centre du domaine de recherche par Doppler-Beam-Sharpening (DBS) (la même résolution pourrait être obtenue à la fréquence plus élevée même avec une durée d'intégration proportionnellement plus courte), il est cependant toujours nécessaire d'explorer séquentiellement le domaine de recherche, mécaniquement ou au moyen d'une antenne à "Steered- Phase-Array" qui, cependant, n'est pas encore réalisable actuellement dans le domaine des ondes millimétriques. En première approximation, il n'existe pas de différence sensible entre le procédé FISAR et un radar à ondes millimétriques pour la détection ou la classification de l'objectif lorsque la résolution angulaire et la résolution d'éloignement sont sensiblement identiques dans les deux cas, car le mode de formation des cellules de résolution n'a pas d'influence sur le choix des critères et sur les classificateurs. L'exploitation supplémentaire des échos en fonction de la co-polarisation et de la polarisation croisée est possible également dans le procédé FLSAR grâce à une construction correspondante du système d'antennes. Il existe pourtant des différences importantes en ce qui concerne le guidage vers l'objectif. Pour pouvoir poursuivre l'objectif et déterminer la vitesse de rotation des lignes de visée qui constitue une mesure des ordres de guidage nécessaires, le radar à ondes millimétriques courant doit constamment être dirigé vers l'objectif terrestre 4 et être découplé de tous les mouvements du missile 1, par exemple par un cadre de cardan. A cet effet, il est nécessaire également de disposer d'un système de référence qui peut être réalisé par exemple sous forme d'une plate- forme gyroscopique. En ce qui concerne le guidage du missile on utilise habituel- lement le procédé de navigation proportionnelle. Le cadre de cardan et la plate-forme gyroscopique constituent des organes de mécanique fine exigeants et donc coûteux qui augmentent sensiblement le coût, en particulier le coût de la tête chercheuse et qui, concernant la possibilité de réalisation notamment de munitions d'artillerie guidées en phase terminale, doivent être considérés comme un facteur d'augmentation du risque du fait des contraintes mécaniques sévères intervenant lors du tir. Au contraire, une antenne solidaire du missile et de grande largeur de lobe de rayonnement, antenne qui sera évoquée plus précisément dans la suite, permet de renoncer non seulement au cardan mais également aux systèmes de référence comme cela apparaîtra dans la suite. En phase d'approche d'objectifs terrestres 3, la trajectoire qui serait donnée par un procédé de guidage à navigation proportionnelle ne serait pas optimale pour le missile 1 selon l'invention car, lorsque la vitesse de l'objectif terrestre 3 est faible à négligeable par rapport à la vitesse propre VG, le procédé de navigation proportionnelle donne naissance à une trajectoire qui conduit en ligne droite, c'est-à-dire avec un angle de lignes de visée proche de zéro, à l'objectif terrestre 3. L'angle de lignes de visée offre lors de l'acquisition de l'objectif une résolution angulaire déterminée qui, conjointement avec la résolution d'éloigne- ment, fournit un rapport signal/clutter S/C suffisant. Si la résolution angulaire décroissait plus rapidement que la distance à l'objectif, le rapport S/C se dégraderait de manière correspondante, ce qui pourrait conduire à une perte de l'objectif et à une interruption de la poursuite de l'objectif. Il est donc prévu selon un mode de réalisation préférentiel du procédé conforme à l'invention que le missile 1 se déplace sur une trajectoire le long de laquelle le rapport S/C est maintenu le plus constant possible pendant tout le vol. Un rapport S/C constant signifie qu'au cours de la phase de guidage l'angle de lignes de visée ne doit pas diminuer plus que proportionnellement à l'éloignement de l'objectif. Une trajectoire circulaire à laquelle le vecteur vitesse propre VG est tangent au moment de la détection et qui passe par la position de l'objectif constitue une très bonne approximation de cette trajectoire. Ainsi, dans ce procédé, le missile 1 n'est pas guidé selon le principe du procédé de navigation proportionnelle sur un angle de lignes de visée constant mais sur un rayon de trajectoire constant. Ceci est rendu possible par le fait qu'en fonction de la distance de l'objectif et de l'ange de lignes de visée à l'instant de la détection, un angle de lignes de visée pour S/C constant est donné au préalable sous forme d'une valeur de consigne et est comparé avec l'angle de lignes de visée réel entre la direction de l'objectif et le vecteur vitesse propre VG. Le guidage est accompli par l'intermé- diaire d'un régulateur en fonction des écarts qui résultent de cette comparaison. Pour les valeurs qui entrent en ligne de compte pour l'angle d'ouverture du diagramme d'antenne de l'antenne solidaire du missile et qui sont comprises par exemple entre +/- 10' et +/- 20', c'est-à-dire pour des écarts initiaux de l'objectif du même ordre de grandeur ou inférieurs, le parcours de la trajectoire circulaire décrite se traduit, par rapport à la trajectoire rectiligne résultant du procédé de navigation proportionnelle courant, par des allongements de la durée de vol de fractions de secondes seulement, ce qui est insignifiant compte tenu des vitesses maximales possibles pour les objectifs terrestres. Par conséquent, lorsque par exemple: -les angles d'incidence nécessaires pour manoeuvrer le missile 1 sont inférieurs à la moitié de la demilargeur du lobe de rayonnement d'antenne, -la trajectoire d'approche est si raide que le point de rencontre du vecteur vitesse propre avec le sol 4 est encore situé dans le domaine de portée du radar, -le missile 1 possède 4 canaux récepteurs qui peuvent être combinés selon un procédé monopulse à deux plans en un signal de différence d'azimut, en un signal d'élévation et en un signal de somme, -les canaux récepteurs ont des caractéristiques si stables qu'ils permettent de disposer dans les deux plans d'une caractéristique 'tension d'erreur en fonction de l'écart angulaire" reproductible, le missile 1 dispose simultanément à chaque instant des informations suivantes: 1. la vitesse propre sous forme d'effet Doppler maximal mesurable, 2. la distance au sol sous forme de distance au point d'effet Doppler maximal, 3. la vitesse relative par rapport à l'objectif sous forme d'effet Doppler de l'objectif, 4. la distance de l'objectif, et 5. la direction de la ligne de visée par rapport à l'objectif par comparaison avec le vecteur trajectoire de la caractéristique monopulse, 6. la composante de la vitesse propre de l'objectif dans la direction des lignes de visée sous forme de différence entre la vitesse relative dans la direction de l'objectif et la vitesse propre du missile multipliée par le cosinus de l'angle de lignes de visée. Grâce à ces valeurs il est possible de mesurer directement l'angle de lignes de visée entre la direction de l'objectif et la vitesse propre, indépendamment de l'angle d'incidence du projectile. De ce fait, lorsque les conditions évoquées ci- dessus sont remplies, il est possible de renoncer à un système de référence séparée destiné à la mémorisation du vecteur trajectoire. La figure 3 montre à titre d'exemple un concept de système du procédé selon l'invention dans lequel est intégré le procédé FISAR. Les surfaces portantes et éventuellement la gouverne ayant été déployées, le missile 1 est placé sur une trajectoire avec un angle de pointage d'environ 45". De ce fait, une manoeuvre de redressement pour obtenir un vol horizontal n'est pas nécessaire. Le radar prévu dans le missile 1 permet de contrôler cette trajectoire. La recherche des objectifs se fait par exemple à partir d'une altitude d'environ 1500 m avec une largeur de lobe de rayonnement de l'antenne d'environ ' par exemple. Avec une fréquence d'émission de 18 GHz par exemple (qui correspond à une longueur d'onde de 16,7 mm) il est possible d'obtenir cette largeur de lobe de 3dB sous forme de produit des diagrammes d'émission et de réception avec des antennes individuelles d'environ 40 mm de diamètre. Du point de vue géométrique, la situation telle qu'elle est représentée sur la figure 3 est la suivante. Dans un système de coordonnées terrestres x, y, p, qui est défini par la projection de la position momentanée du missile sur le sol 4 (surface de la terre) et par le point de rencontre D du vecteur vitesse propre VG, dont la valeur résulte de la distance RD entre le missile 1 et le point de rencontre D, le plan de la trajectoire (tri) est défini par son abscisse t et son ordonnée i. Dans ce plan de trajectoire il est possible de tracer une trajectoire circulaire qui est tangente au vecteur trajectoire et qui rencontre le point d'objectif Z dans la mesure o ce vecteur trajectoire coïnmcide avec le vecteur vitesse propre VG. Comme le montre la figure 3, il existe en outre les relations suivantes entre les distances RD, RW, RZ mesurées du côté du missile 1 et les angles solides ct, A, y et entre les distances XZ, XD, par rapport à la terre, entre la projection momentanée du missile sur le sol 4 et les points Z, D. Le missile est alors à l'altitude PG- RD représente la distance entre le missile 1 et le point de rencontre D du vecteur vitesse propre VG, RW représente la distance entre le missile 1 et un point de rencontre W, RZ représente la distance entre le missile 1 et le point Z de l'objectif. Le point de rencontre W est un point sur le sol 4 qui est défini par le prolongement de l'axe longitudinal du missile et qui coïncide avec le vecteur trajectoire 21 de la figure 1. L'angle solide ct est situé entre le segment de droite (GW) missile 1/point de rencontre W et le segment de droite (GZ) missile 1/point de rencontre Z. L'angle solide f est situé entre le segment de droite (GD) missile 1/point de rencontre D et le segment de droite (GW) missile 1/point de rencontre W. Dans le système de segments de droite ci-dessus, G désigne un point du missile 1. L'angle solide y est l'angle de lignes de visée qui est déterminant pour le glissement Doppler. Les produits scalaires des vecteurs distance GD. GZ, GW. GZ et GW. GD donnent, au moment de la détection de l'objectif, les composantes étant représentées de la manière habituelle: GD = xD; 0; (PG3.0.1) GZ = xz; Y; PG (3.0.2) GW = xz; 0; -PG (3.0-3) cose = XD xz + P G1) cosd = Z DP G (3-1) Rz ' RD 2 2 x Z + PG cosO = (3-.2) RZ RD x. x À2P cosfl, ' G (3-.3) R. RD P-our l'angle plan e et les composantes momentanées ci-dessus on obtient les relations suivantes: Y Z>XD = arctan Y(3.4.) ÀjX9 X1 = -4 (3.4.2) 'IXz=XD2 XZ segments de droite GD et DU, GZ et DZ, et DZ et DW. il Ces segments sont limités par les points G,D; D,U; G,Z; D,Z; et D,W. Les points G, U, D, Z sont situés dans le plan de la trajectoire, (,i). U est l'origine du système de coordonnées cartésiennes bidimensionnel imaginaire du plan de la trajectoire, (g,). Le segment de droite GU présente une longueur i1G, le segment de droite UD présente une longueur gD et le segment de droite UZ présente une longueur gz. Par ailleurs, les angles solides E et e sont situés entre les segments (O,O,O)D et DG et entre les segments DW et DZ. (O,O,O) est l'origine du système de coordonnées cartésiennes terrestre qui comporte les composantes x, y, p. La figure 4 représente la décomposition en composantes du mouve- ment de l'objectif terrestre 3 selon la figure 3 dans la mesure o il se déplace. Les éléments de référence x, y, g, U, D et O de la figure 4 sont ceux de la figure 3 qui sont nécessaires pour représenter le mouvement de l'objectif terrestre. Si l'on suppose que l'objectif terrestre 3 se déplace dans une direction spatiale DZ, la vitesse de l'objectif terrestre 3 mobile est décomposée en composantes dans le missile 1. Une composante DIZ, qui est située dans le plan de la trajectoire (, q), contribue à la vitesse relative dans la direction de l'objectif et entraîne de ce fait une différence entre le produit de la vitesse propre du missile 1 et cosy et la valeur mesurée de la vitesse relative dans la direction de l'objectif. L'angle entre la direction de l'objectif et le sol 4 peut être obtenu à partir de la distance RZ entre le missile 1 et l'objectif 3 selon la figure 3, de la distance RD entre le point de rencontre D et de l'angle de lignes de visée y si bien qu'il est possible d'obtenir également la composante de la vitesse de l'objectif dans le plan de la trajectoire (t, q). Une autre composante DQZ est située perpendiculairement au plan de la trajectoire et apparaît dans le missile 1 sous forme de vitesse de rotation du plan de la trajectoire dans le missile 1. A partir des valeurs mesurées décrites ci-dessus il est possible de déterminer de manière univoque dans le missile 1 l'amplitude et la direction de l'accélération de manoeuvre nécessaire pour obtenir la trajectoire circulaire correcte. Comme le montre la figure 4, il existe entre les différentes composantes les relations suivantes: Dz À/ DX2 2 (4.1) DZ =/ 2r z xz YZ DZ = D cos(If-,) (4.2) DQ = D sin('z -') (4.3) QZ Z avec Dyz = arctan D (4.4) DXz le vecteur mouvement général DZ de l'objectif terrestre 3 se d6écompose en une composante Dz située dans le plan de la trajectoire et en une composante DOZ perpendiculaire à celui-ci. La composante DZ engendre une composante radiale en direction du missile 1 ce qui permet de la mesurer. La composante DQZ provoque une rotation du plan de la trajectoire autour du vecteur vitessc propre VG. qp est angle solide qui résulte de la décomposition en composantes du vecteur mouvement Dz, une composante Dyz étant parallèle à l'axe y et une composante DXZ étant parallèle à l'axe x du système de coordonnées x, y. La figure 5 représente elle aussi une partie du plan de la trajectoire (nWi) de la figure 3. Les éléments de référence de cette figure proviennent eux aussi de la figure 3. Il s'agit des éléments de référence 1, À, 1, VG, 3, RD, RZ, G, U, D, Z, oD et L'6élément de référence AZ est identique à celui qui a été décrit à propos de la figure 1. Comme le montre la figure 5, le missile 1 décrit sensiblement un arc de cercle tangent au vecteur vitesse propre initiale, représenté ici sous forme d'un vecteur V G décalé parallèlement, et qui passe par le point d'objectif Z. A titre d'exemple, on va maintenant considérer le cas o la vitesse VZ de l'objectif terrestre 3 est égale à zéro au point d'objectif Z. Il en résulte que: Rz 1 sin o = 2 '- (5. 1.0) Rz r0 R Z (5.1.1) - 2s in 7o O y0 et RZ0 représentent les valeurs mesurées pour y et RZ à l'instant t = to = 0. L'accélération transversale de guidage bq qui doit être communiquée au missile 1 obéit à la relation: b = (5.2.0) q ro ou, compte tenu de l'équation (5.1.1): b = G sin0 (5.2.1) q R O ZO Ro et donne, lorsque bq est constant, la trajectoire circulaire qui doit être suivie. ro est le rayon r à l'instant t = to = 0 avec le centre Mo de la trajectoire du missile 1. Le centre M0 est décalé d'une distance Ar sur le segment GM0 ou GM, le point M étant situé entre les points G et M0 du segment GM0. M est situé au point d'intersection du segment GM0 et d'une ligne qui coupe la distance RZ à angle droit et qui présente sensiblement la distance minimale à l'objectif Z. La résolution transversale Q dans le domaine d'un objectif terrestre détecté est donc donnée par: Rz Q = a1 1 (5.1) V G'- s in c B avec: RZ = distance directe entre le missile 1 et l'objectif terrestre 3 au point d'objectif Z, fs = fréquence des signaux d'émission, c = vitesse de la lumière, VG = vitesse propre du missile 1, B= largeur de bande d'exploitation du radar du missile 1, y = angle de lignes de visée. nl en résulte pour la résolution de l'objectif à l'instant t = to = 0 auquel l'objectif terrestre 3 est identifié par le missile 1: Rz 2f 1 Cs. V (5.2) sin ro c B l'indice 0 ajouté aux variables de l'équation (5.2) indique qu'il s'agit des variables citées ci-dessus à l'instant t = t0 = 0. Par exemple, yo représente l'angle de lignes de visée à l'instant t = 0. De 5.2 il découle d'une manière générale: R (t) X(t) ' si(t) -t) = (5-3) r0 et de Rz(t) = r0 = Constante (54) s in( t) il résulte c(t) = CO (5.5) Les variables qui apparaissent dans les équations (5.3) à (5.5) sont identiques aux variables évoquées précédemment. En d'autres termes, le résultat ci-dessus signifie que C et donc S/C restent constants sur toute la trajectoire dans la mesure o le missile 1 décrit une trajectoire circulaire. La figure 6 représente à titre d'exemple un scénario possible d'approche d'objectif vu du missile. Dans le cadre de ce scénario, supposons que l'objectif soit acquis, que l'objectif se déplace et qu'une composante de la vitesse de l'objectif soit située dans le plan de la trajectoire, que le vecteur vitesse propre du missile soit tourné dans la direction de son point de rencontre et qu'une manoeuvre de guidage soit amorcée de sorte que, momentanément, l'axe principal du missile ne soit plus tourné dans la direction du point de rencontre. Sur la base de ce scénario, on reconnaît sur la figure un système de coordonnées cartésiennes propre au missile comportant un axe vertical Ver. et un axe horizontal Hor. ainsi qu'un axe FKH perpendiculaire aux précédents et qui coïncide de préférence avec l'axe principal du missile. Le vecteur vitesse propre V G est dirigé vers son point de rencontre D autour duquel sont représentées les courbes de glissement Doppler constant. Le point de rencontre D et l'objectif Z cité ci-dessus sont donc situés sur l'axe t du plan de la trajectoire (z, È) selon les figures 1 et 3 à 5, plan dont seul l'axe t est représenté ici. Lorsque l'objectif Z se déplace, une composante de la vitesse de l'objectif est située dans le plan de la trajectoire et contribue alors à la vitesse relative dans la direction de l'objectif, comme le montre également la figure 4 par exemple. Si l'on transpose maintenant ce scénario de représentation au procédé monopulse connu d'une manière générale (identification d'un mode de représentation par exemple pour l'exploitation de signaux de réception radar, qu'il ne faut pas confondre avec le procédé monopulse appartenant au domaine de la production des signaux radars), la représentation décrite sur la figure 6 s'enrichit de deux système de coordonnées dans lesquels sont introduits un signal d'erreur horizontal ou vertical qui est fonction de l'écart horizontal ou vertical dans ce système de coordonnées cartésiennes à deux dimensions, l'objectif Z et le point de rencontre D étant représentés dans les deux systèmes de coordonnées de manière connue sous forme de points Hor.Z et Hor.D ou Ver.Z et Ver.D, comme le montre la figure 6 pour le scénario qui y est représenté, auquel cas, lorsque l'approche de l'objectif continue à se dérouler, les points Hor.z, Hor.D, Ver.Z et Ver.D peuvent voir leur position modifiée et se situer sensiblement à l'origine des systèmes de coordonnées cités en cas d'alignement direct de l'axe principal du missile FKH avec l'objectif Z (vers la fin de la phase d'approche de l'objectif). La figure 7 représente une forme de réalisation préférée du dispositif selon l'invention pour la mise en oeuvre du procédé selon l'invention. Ce dispositif consiste en une tête chercheuse d'objectif radar, également appelée tête chercheuse radar. Celle-ci contient un groupe d'antennes 77 qui consiste en une antenne émettrice s et en quatre antennes réceptrices a-d. L'antenne émettrice s et les antennes réceptrices a-d sont sensiblement de même taille et sont montées dans le missile 1 comme le montre par exemple la figure 7. Une autre forme de réalisation (non représentée) consiste à grouper les antennes réceptrices a-d autour de l'antenne émettrice s à l'extérieur du missile 1. Le choix de la fréquence d'émission n'est soumis en principe à aucune limitation, mais il est avantageux que la fréquence d'émission soit située dans la partie inférieure du domaine des gigahertz, par exemple à environ 18 GHz. Le groupe d'antennes 77 est relié à une unité émettrice et réceptrice 79. Cette unité émettrice et réceptrice 79 est constituée par d'autres éléments 78, par une logique d'identification d'objectif 7, par un calculateur de géométrie 8 et par un régulateur 9. Les différentes antennes s et a-d sont branchées sur la logique d'identification d'objectif 7 par l'intermédiaire des éléments 78. Du point de vue électrique, cette logique d'identification d'objectif 7 est suivie par le calculateur de géométrie 8 et le régulateur 9 pour le guidage du missile 1. L'antenne émettrice s est commandée par une unité de commande 64 par l'intermédiaire d'un modulateur 63, d'un étage de commande 62 branché en aval et d'un étage de puissance 61. L'unité de commande 64 commande également la logique d'identifica- tion d'objectif 7. Les antennes réceptrices a-d sont branchées chacune sur la logique d'identification d'objectif 7 par l'intermédiaire d'un amplificateur 51, d'un filtre 52, d'un amplificateur réglable 53, d'un convertisseur A/N 54, d'une série de filtres d'éloignement, d'une série de filtres de vitesse, réalisés de préférence sous forme de transformée de Fourier rapide, éventuellement avec focalisation, pour la compen- sation des non-linéarités des fréquences d'écho, dans les éléments R-FFT 55 et V-FFT 56. Comme le montre cette figure, les éléments cités ci-dessus sont branchés en série. La fonction du dispositif selon l'invention est donc la suivante: La puissance d'émission est produite en deux étapes et est rayonnée par l'antenne émettrice s. Le modulateur 63, commandé par l'unité de commande 64 de la tête chercheuse du missile 1, produit alors une modulation de fréquence en forme de dents de scie. Ce radar fonctionne selon le procédé FM-CW. Il est possible égale- ment d'utiliser à la place un radar fonctionnant selon un procédé par impulsions avec ou sans modulation supplémentaire pour augmenter la résolution d'éloigne- ment. Dans le procédé FM-CW, le spectre des signaux d'écho est sensiblement plus étroit que dans un procédé par impulsions, ce qui permet un mélange homodyne, et la numérisation des signaux d'écho peut avoir lieu très loin vers l'avant dans le train de signaux. Les quatre circuits analogiques parallèles consistent chacun uniquement en un mélangeur de réception (précédé éventuelle- ment par un préamplificateur HF), en un filtre dont l'allure de l'amortissement est adaptée à la proportionnalité entre la fréquence d'écho et l'amortissement d'éloignement (filtre SRC également appelé filtre sensitive-range-control) et par exemple en un amplificateur à contrôle automatique de gain. La simplicité et l'étroitesse de la bande facilitent le respect des conditions de stabilité et d'uniformité des circuits de signaux et permettent de ne réaliser la formation des diagrammes de somme et de différence que dans le calculateur de géométrie 8 au lieu de les réaliser dans un comparateur agencé dans le plan HF, le choix des coefficients corrects permettant d'élaborer également des diagrammes non symétriques comportant des positions zéro dans une direction voulue ("Adaptive-Null-Stecring"). Ceci permet d'obtenir une amélioration sensible de la résistance aux perturbations de la tête chercheuse radar. Dans la logique d'identification d'objectif 7 les signaux somme sont formés pour chaque cellule de résolution et les algorithmes d'identification d'objectif et de classification d'objectif sont utilisés pour les groupes de cellules adaptés au type d'objectif. Les algorithmes destinés à un "adaptive-Null-Steering" éventuellement incorporé peuvent également être intégrés dans cet élément. Après l'acquisition de l'objectif, les signaux disponibles dans la tête chercheuse radar (par exemple vitesse propre, distance du sol, vitesse radiale dans la direction de l'objectif, éloignement de l'objectif, écart d'azimut et d'élévation de l'objectif et des points de rencontre) sont transmis au calculateur de géométrie 8. Pendant la poursuite de l'objectif, la logique d'identification d'objectif 7 fonctionne parallèlement afin que les cellules de résolution correctes puissent être exploitées comme objectif. Le calculateur de géométrie 8 correspond à l'autopilote des têtes chercheuses courantes des missiles. Le calculateur de géométrie 8 convertit les données mesurées en signaux de commande pour le régulateur de guidage 9 en fonction du procédé de guidage qui doit être mis en oeuvre. On va décrire dans la suite un exemple de déroulement de mission particulièrement favorable du missile: - lancement et vol balistique dans le domaine de l'objectif, - reconfiguration du missile en missile guidé, pivotement dans une trajectoire appropriée à la recherche, - recherche de l'objectif, identification de l'objectif et acquisition de l'objectif, - guidage dans l'objectif. Le lancement et le vol balistique concernent la tête chercheuse du missile dans la mesure o elle doit résister aux sollicitations mécaniques et thermiques extrêmes qui apparaissent alors. A cet effet, il est nécessaire de prendre des mesures appropriées en ce qui concerne la construction, mesures qui, comme on l'a déjà indiqué, sont cependant sensiblement allégées grâce à l'abandon des organes de mécanique fine courants que sont le cardan et la référence gyroscopique. La reconfiguration en missile guidé comprend la libération du radôme qui doit être protégé de manière appropriée au cours du stockage, du lancement et du vol balistique contre les détériorations mécaniques et thermiques, ainsi que le déploiement des surfaces portantes et des dispositifs de guidage (gouverne). Les conditions concernant la possibilité de manoeuvre dans le cas d'un missile selon l'invention sont moins sévères que dans le cas d'un missile à tête chercheuse dans le domaine des ondes millimétriques, étant donné que - la condition concernant un vol de recherche horizontal disparaît, - les portées de détection sont plus grandes si bien que l'on dispose d'un temps plus long pour les manoeuvres visant à atteindre des objectifs situés en bordure du champ de vision. Le pivotement dans une trajectoire appropriée à la recherche signifie le parcours, depuis la courbe balistique, d'une trajectoire rectiligne formant un angle de pointage d'environ 45' par rapport à la surface de la terre. Dès qu'une altitude suffisamment faible (située par exemple entre 2000 et 3000 m en fonction de la réflectivité du sol) est atteinte, la tête chercheuse du missile peut acquérir le sol et déterminer l'angle de la trajectoire avec les axes du missile. A partir de la répartition des distances sur un angle de lignes de visée déterminé (effet Doppler) il est possible de déterminer et de corriger l'angle de pointage: la courbe d'un effet Doppler déterminé sur le sol est une ellipse le long de laquelle l'éloignement varie plus ou moins fortement en fonction de l'angle de pointage. Dans le diagramme éloignement-vitesse (diagramme R-V) cette ellipse prend la forme d'une ligne de cellules d'éloignement décalée vers le bas du facteur cosy par rapport à la vitesse maximale. A cause de la longue durée d'intégration qui est nécessaire pour l'analyse Doppler, la recherche de l'objectif, l'identification de l'objectif et l'acquisition de l'objectif nécessitent une compensation de mouvement propre car pendant une durée d'intégration de 64 ms par exemple, le projectile se déplace typiquement de 12 à 19 m, c'est-à-dire d'un multiple de la profondeur des cellules d'éloignement. Cette compensation de mouvement propre est accomplie, en représentation simplifiée, par la modulation des signaux reçus par un signal "chirp" (signal de modulation linéaire de fréquence) qui s'oppose à la modulation provoquée par le mouvement propre. Les procédés d'identification d'objectif et de rejet de faux objectif qui sont déjà utilisés dans la tête chercheuse à ondes millimétriques du missile peuvent être utilisés ici aussi de manière analogue étant donné que les dimensions des cellules de résolution sont comparables. La figure 8 montre à tire d'exemple une configuration possible du groupe d'antennes 77 qui consiste en quatre antennes réceptrices a-d et en une antenne émettrice s et qui présente au total un diamètre d'environ 120 mm par exemple. Les diagrammes de zones Fraunhofer des différentes antennes ne sont pas décalés les uns par rapport aux autres et les signaux d'erreur angulaire (déport) sont obtenus sur la base des différences de phase des signaux (mono-impulsions de phase). A la basse fréquence d'émission fs et du fait que les diagrammes ne pivotent pas par rapport aux axes du missile, la structure du radôme peut être sensiblement mieux adaptée aux contraintes aérodynamiques que dans le cas d'une tête chercheuse radar à ondes millimétriques courante. Du fait que les différentes antennes réceptrices a-d sont disposées dans le missile 1, l'azimut et l'élévation sont donnés par addition des signaux de réception de la manières suivante: Azimut = a + c - b - d (7.1) a+c+b+d Elévation = a + b - c - d (7.2) a+b+c+d Dans le cas des objectifs mobiles, il est nécessaire de faire une correction de la durée de vol et donc de la trajectoire. A cet effet, comme le montre la figure 1, la durée de vol doit être évaluée en fonction de l'objectif mobile. La durée de vol en fonction d'un objectif mobile peut être évaluée par exemple de la manière suivante: la vitesse relative estimée entre le missile et l'objectif mobile est: V* = VG ' cosy* + V cosô* (8.1) r Z dans laquelle VG représente la vitesse du missile 1 mesurée par exemple en direction du point de rencontre D suivant la figure 3. y est l'angle de lignes de visée mesuré et o est l'angle solide selon la figure 3. VZ est la vitesse de l'objectif terrestre 3 qui se déplace sur le sol selon la figure 1 et la figure 5. Les valeurs estimées des différentes variables qui ne sont pas estimées dans le cas d'un objectif terrestre immobile sont dotées d'un astérisque. Compte tenu de la figure 5, il résulte de l'équation (8.1) que: v* - v cos* V r G (8.2) Z Posai -"' C OSCtO* A partir des valeurs mesurées ou des valeurs estimées RZ*, RD, y* il est possible de calculer une trajectoire dirigée vers Z*. Celle-ci est caractérisée par y*, t*, o)*, t*, (t = dérivée de t par rapport à T*) et par la relation interne entre y et t selon l'équation (3.5) qui, dans le cas du mouvement de l'objectif terrestre, se transforme en une équation de la forme,* = to* + y*. Concernant cette trajectoire, la vitesse de l'objectif peut être décomposée en une composante tangentielle VtZ située sur la trajectoire et en une composante radiale VZ. Vtz = Vz. cos(o* - y*) (8.3) A cette composante tangentielle correspond une vitesse angulaire)* (autour de M*): * = V- = tZ (8. 4) tï r* le temps estimé est donné par: T*. + 2)= 2 (8.5) d'o: 2_ z (8.6) TF v = if4 - V La position estimée à l'instant dc l'impact est alors décalée de AZ = T*.VZ selon l'équation (8.6). Pour la position de l'objectif, 0* est de nouveau calculé dans une étape ultérieure et est utilisé comme valeur de consigne. Cette valeur de consigne est corrigée de AZ pour que la ligne de visée ne soit pas dirigée vers le point d'impact mais vers l'objectif terrestre 3. L'écart de lignes de visée Ay qui résulte alors du mouvement de l'objectif terrestre 3 sur la distance AZ selon la figure 5 résulte de: 2 2 2 FZ = RD + R - 2RD Rz - cos'a (8.7) d'o 2 2 dZ2 r = arcos D + RZ (8.8) 2RDRZ Cet écart de lignes dc visée Ay peut tre utilisé à la place de la variation de distance AZ pour la correction de trajectoire dans le cas d'un objectif terrestre 3 mobile. La correction de durée de vol ou de trajectoire peut avoir lieu constamment pendant toute la durée de la phase d'approche de l'objectif. On comprendra que l'invention n'est pas limitée aux exemples de réalisation décrits mais qu'elle peut être appliquée à de nombreux autres exemples. Cest ainsi par exemple qu'il est possible d'utiliser comme signaux d'émission du missile, à la place des signaux hyperfréquences décrits, des signaux optiques des domaines UV à IR, par exemple les signaux d'un laser. Dans ce cas bien entendu la sensibilité spectrale des antennes réceptrices doit être adaptée au spectre d'émission de l'antenne émettrice s. On peut y parvenir en utilisant par exemple des photo- transistors comme antennes réceptrices. Il est a noter que l'objectif terrestreïou objectif au solpeut être un objectif situé sur l'eau (par exemple un navire) si bien que, dans ce cas, le terme sol au sens de l'invention désigne l'eau. REVENDICATIONS 1. Procédé d'autoguidage d'un missile guidable muni d'une tête militaire, dans lequel il s'agit d'un projectile ou d'un submissile muni d'une tête chercheuse active qui émet des signaux, le projectile ou le submissile étant utilisé pour la lutte contre des objectifs terrestres immobiles ou mobiles, caractérisé en ce que - au cours de sa phase d'approche de l'objectif le missile (1) suit une trajectoire (2) incurvée, - sur cette trajectoire (2) incurvée le rapport S/C des signaux S réfléchis par l'objectif terrestre (3) à l'écho C du sol (4) est maintenu constant ou au moins sensiblement constant et - le vecteur trajectoire (21) du missile (1) est dirigé vers le sol (4) pendant la phase d'approche de l'objectif. 2. Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce que, du côté du missile (1), la distance RZ au point d'objectif Z, la distance RD au point de rencontre D du vecteur vitesse propre V G du missile (1) avec le sol (4) et l'angle de lignes de visée y entre les deux distances RZ et RD sont déterminés au moyen du procédé FLSAR (Eorward-Looking-ynthetic-Aperture-Badar). 3. Procédé selon l'une quelconque des revendications 1 et 2, caractérisé en ce que l'angle de lignes de visée y est mesuré directement au moyen du procédé monopulse. 4. Procédé selon l'une quelconque des revendications 1 à 3, caractérisé en ce que le missile (1) décrit une trajectoire (2) qui est sensiblement circulaire dans le cas d'un objectif terrestre (3) immobile. 5. Procédé selon la revendication 4, caractérisé en ce que le rapport S/C est donné approximativement par la relation suivante: s,_s S const. - S C RZ C ZB v sin' 2fs VG dans laquelle S = signal réfléchi par l'objectif terrestre (3), RZ = distance entre le missile (1) et l'objectif terrestre (3) ("éloignement de l'objectif"), y = angle entre la distance RZ entre le missile (1) et l'objectif terrestre (3) et la distance RD entre le missile (1) et le point de rencontre D du vecteur vitesse propre V G du missile (1) ("angle de lignes de visée"), c = vitesse de la lumière, fs = fr6quence d'émission du radar du missile (1), B = largeur de bande d'exploitation du radar du missile (1), VG = vitesse propre du missile (1). 6. Proc6d6 selon l'une quelconque des revendications 1 à 3, caractérisé en ce qu'une correction de la trajectoire est accomplie dans le cas d'un objectif terrestre (3) mobile. 7. Procédé selon la revendication 6, caractérisé en ce que la correction de trajectoire est accomplie de telle manière que le missile (1) soit guidé sur un point d'impact estimé qui est éloigné de la position momentanée de l'objectif d'une distance AZ et en ce que l'estimation de cette distance AZ est accomplie selon la formule suivante: AZ = Vz. rT* dans laquelle rT* = instant d'impact estimé, VZ= vitesse de l'objectif terrestre (3) qui se déplace sur le sol (4), AZ= distance parcourue par l'objectif terrestre (3) dans le plan (,). 8. Procédé selon l'une quelconque des revendications 6 et 7, caractérisé en ce que la vitesse de l'objectif terrestre (3) est déterminée à partir du rapport de la vitesse radiale de l'objectif terrestre (3) à la vitesse propre V G du missile (1) multiplié par le cosinus de l'angle de lignes de visée y et est prise en compte pour la correction de trajectoire. 9. Procédé selon l'une quelconque des revendications 6 à 8, caractérisé en ce que la correction de trajectoire est calculée en ligne ou est lue dans une table mémorisée. 10. Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que l'accélération transversale bq qui doit être appliquée au missile (1) est donnée par la relation suivante: 2V2 sin0 b = G 0 q R Zou dans laquelle VG = vitesse propre du missile (1), Y = angle de lignes de visée à l'instant de l'acquisition de l'objectif, RZo = éloignement de l'objectif à l'instant de l'acquisition de l'objectif. 11. Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que la correction de trajectoire est basée sur la modification de l'angle de lignes de visée Ay dans le cas o l'objectif au sol (3) est mobile. 12. Dispositif pour la mise en oeuvre du procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce qu'un groupe d'antennes (77) formé par des antennes émettrices et des antennes réceptrices constitue un groupe fixe relié au missile (1) qui est raccordé à une unité émettrice et réceptrice (79) ou consiste en une unité émettrice et réceptrice constituée par un ou des projecteurs et par des détecteurs, qui fonctionne de manière optique et qui constitue un groupe fixe relié au missile, et en ce que les détecteurs sont reliés à une unité d'exploitation. 13. Dispositif selon la revendication 12, caractérisé en ce que le groupe d'antennes (77) consiste en une antenne émettrice (s) et en au moins trois, de préférence quatre, antennes réceptrices (a-d) qui sont de préférence de taille sensiblement identique. 14. Dispositif selon l'une quelconque des revendications 12 et 13, caractérisé en ce que les antennes réceptrices (a-d) sont groupées autour de l'antenne émettrice (s) dans ou sur le missile (1). 15. dispositif selon l'une quelconque des revendications 12 à 14, caractérisé en ce que le groupe d'antennes (77) présente des lobes de rayonnement d'antenne larges. 16. Dispositif selon l'une quelconque des revendications 12 à 15, caractérisé en ce que l'unité émettrice et réceptrice (79) contient une logique d'identification d'objectif (7) et en ce qu'un calculateur de géométrie (8) et un régulateur (9) pour le guidage du missile (1) sont branchés en aval de cette logique d'identification d'objectif (7). 17. dispositif selon l'une quelconque des revendications 12 à 16, caractérisé en ce que l'unité émettrice et réceptrice (79) contient une unité de commande (64) et en ce que l'antenne émettrice (s) est commandée par cette unité de commande (64) par l'intermédiaire d'un modulateur (63), d'un étage de commande (62) branché en aval du précédent et d'un étage de puissance (61). 18. Dispositif selon la revendication 17, caractérisé en ce que l'unité de commande (64), dans laquelle des signaux monopulse sont de préférence générés également, commande la logique d'identification d'objectif (7). 19. Dispositif selon l'une quelconque des revendications 12 à 16, caractérisé en ce que les antennes réceptrices (a-d) sont reliées chacune à la logique d'identification d'objectif (7) par l'intermédiaire d'un amplificateur (51), d'un filtre (52), d'un amplificateur réglable (53), d'un convertisseur A/N (54), d'un filtre R-FFT (55) et d'un filtre V-FFT (56). 20. Dispositif selon la revendication 12, caractérisé en ce qu'il est prévu un ou des lasers faisant office de projecteurs.