FR 2739443 A1 19970404 FR 9511440 A 19950929 La présente invention concerne un missile guidé portant une fusée de proximité, par exemple un missile aérien tel qu'un SAM (missile surfaceair) et un AAM (missile air-air), et un système permettant de commander la direction de rayonnement d'un faisceau (onde lumineuse ou onde électromagnétique). Ordinairement, le missile aérien est équipé d'une fusée de proximité et est conçu pour rayonner un faisceau (onde lumineuse ou onde électromagnétique) à partir des antennes de la fusée de proximité, détecter une cible à partir d'un écho et faire détonner une charge du missile, et, ainsi, détruire la cible. La portée effective du faisceau est fixée dans un rayon effectif de la charge du missile. Généralement, l'antenne de la fusée de proximité du missile rayonne un faisceau B de détection de cible partant de juste à côté du missile M comme représenté sur la figure LA. Ici, même lorsque la cible T entre à l'intérieur de la portée effective du faisceau B, la fusée de proximité fait intervenir un retard temporel avant de provoquer la détonation. Dans le cas o la cible T est un avion, la cible est plus grande que le missile M et est relativement plus lente en ce qui concerne la vitesse, et, comme représenté sur la figure lB, la temporisation de la détonation de la charge du missile n'est pas d'une importance appréciable, si l'on prend son retard en considération, et la cible peut être détruite. Dans le cas o la cible T est un missile de grande vitesse et o elle est par conséquent d'une taille plus petite et d'une vitesse de vol plus grande, même si la cible T rentre à l'intérieur d'un faisceau de détection B de l'antenne de la fusée de proximité dans le cas o le faisceau B de détection de cible rayonne depuis la direction de la longueur du fuselage, la cible T dépasse la portée effective du missile avant la détonation de la fusée de proximité, ce qui fait rater la destruction de la cible T. Dans la technique antérieure, on peut considérer que, grâce à l'incli- naison vers l'avant du faisceau B, comme représenté sur la figure 3A, une tempo- risation appropriée est obtenue entre la détection de la cible T et son explosion, de sorte que la cible T peut être détruite. Selon ce système, aucune temporisation appropriée de détonation n'est prise, comme représenté sur la figure 3D, dans le cas o la cible est un missile lent (d'une petite taille et d'une petite vitesse de vol), de sorte que la cible ne peut pas être détruite. Dans le missile aérien conçu pour détruire un missile adverse considéré comme cible, le procédé le plus efficace consiste à considérer l'angle d'inclinaison vers l'avant du faisceau en fonction de la vitesse de la cible. Si l'on prend en considération la place de montage de la fusée de proximité, il est très difficile de faire varier librement l'angle d'inclinaison vers l'avant du faisceau d'un point de vue matériel pratique. On a classiquement souhaité que, comme exposé ci-dessus, les angles d'inclinaison vers l'avant des faisceaux de l'antenne, au niveau de la fusée de proximité, puissent être rendus librement variables en fonction de la vitesse de la cible. Toutefois, il a été difficile de réaliser le but ci-dessus énoncé de la présente invention en raison de la place de montage limitée considérée d'un point de vue conceptuel pratique. Pour cette raison, on a déterminé de manière inconditionnelle les angles d'inclinaison vers l'avant des faisceaux, ce qui fait rater la destruction d'une cible volant à une vitesse qui n'est pas suivie de manière appropriée par le missile. Cest donc le but de l'invention de produire un missile compact qui peut sélectionner les angles d'inclinaison vers l'avant des faisceaux de l'antenne selon un procédé simple en fonction de la vitesse d'une cible, qui peut exercer un effet de détonation de charge sur une cible qui est elle-même un missile pour diverses gammes de vitesses. Selon l'invention, il est proposé un missile guidé comprenant: une unité d'acquisition de cible servant à acquérir une cible et à obtenir des informa- tions sur la cible; une unité de détection de la direction de la cible servant à détecter, à partir des informations sur la cible qui sont obtenues dans l'unité d'acquisition de cible, la direction de la cible exprimée en termes d'axe de roulis, d'axe de tangage et d'axe de lacet du fuselage d'un missile; des unités de calcul de quantité de rotation servant à calculer des quantités de rotation sur l'axe de roulis, l'axe de tangage et l'axe de lacet du missile afin de permettre que le missile soit dirigé sur la cible détectée par l'unité de détection de direction de cible; des unités de commande de pilotage, ou régulation d'orientation, servant à communiquer la quantité de rotation sur l'axe de roulis, l'axe de tangage et l'axe de lacet du missile obtenue par l'unité de calcul de quantité de rotation au fuselage du missile; une pluralité d'antennes d'une fusée de proximité qui sont disposées en un nombre correspondant d'emplacements disposés autour d'un côté de la surface circon- férentielle et rayonnant des faisceaux de détection de cible dans les directions mutuellement différentes, au moins une de ces antennes rayonnant un faisceau sous un angle d'inclinaison vers l'avant prédéterminé; une unité de sélection de faisceau servant à obtenir les informations de vol du missile et de la cible et sélectionnant un faisceau d'un angle approprié sur la base du résultat des informations de vol obtenues; et un moyen de compensation de quantité de rotation de roulis servant à compenser le résultat du calcul effectué par les unités de calcul de quantités de rotation, en ce qui concerne la rotation suivant l'axe de roulis pour permettre d'orienter la direction de détonation du missile sur la cible lorsque la cible a été acquise à l'aide du faisceau sélectionné par l'unité de sélection de faisceau. Des buts et avantages supplémentaires de l'invention vont être présentés dans la description qui suit, et découleront partiellement de façon évidente de la description, ou bien peuvent être enseignés par la mise en oeuvre pratique de l'invention. Les dessins annexés, incorporés ici de façon à constituer une partie de la description, illustrent des modes de réalisation présentement préférés de l'invention et, en liaison avec la description générale donnée ci-dessus et la des- cription détaillée des modes de réalisation préférés donnée ci-dessous, servent à expliquer les principes de l'invention. La figure 1A est un schéma conceptuel montrant la relation, avec la temporisation de la détonation, de la direction de l'orientation du faisceau d'antenne d'une fusée de proximité montée sur un missile antiaérien classique, et la figure lB est une vue associée à la figure 1A; la figure 2A est un schéma conceptuel servant à expliquer la relation relative à un missile rapide constituant la cible sur lequel le missile de la figure 1A est dirigé, et la figure 2B est une vue associée à la figure 2A; la figure 3A est un schéma conceptuel montrant la relation, avec la temporisation de la détonation, de la direction d'orientation du faisceau d'antenne d'une fusée de proximité montée sur un missile antimissile classique, la figure 3B est une vue associée à la figure 3A, la figure 3C est une vue associée à la figure 3A, et la figure 3D est une vue associée à la figure 3A; la figure 4A est un schéma conceptuel montrant un exemple d'un diagramme de rayonnement relatif aux positions d'antennes, constituant une particularité de l'invention, et la figure 4B est une vue associée à la figure 4A la figure 5 est un schéma fonctionnel montrant la disposition d'un mode de réalisation de l'invention; la figure 6A est un schéma conceptuel servant à expliquer une opération de commande du mode de réalisation, la figure 6B est une vue analogue à la figure 6A, et la figure 6C est une vue analogue à la figure 6A; la figure 7A montre un autre exemple d'un diagramme de rayonnement se rapportant aux positions d'antennes, et la figure 7B est une vue associée à la figure 7A la figure 8 est un schéma conceptuel montrant un diagramme de rayonnement de puissance relatif aux positions d'antennes selon un autre mode de réalisation de l'invention; et la figure 9 est un schéma fonctionnel montrant la disposition du mode de réalisation de la figure 8. Avant d'entrer dans des explications détaillées d'un mode de réalisation selon l'invention, on va donner les explications sur son principe de fonctionne- ment. Des antennes ATI à AT4 sont ordinairement montées sur une fusée de proximité pour rayonner des faisceaux B1 à B4 de détection de cible des quatre côtés de la circonférence du fuselage d'un missile, comme représenté sur la figure 4A, les directions d'orientation des faisceaux étant fixées à des angles d'inclinaison vers l'avant égaux. L'angle d'inclinaison vers l'avant est, de manière souhaitable, rendu variable de façon à correspondre à la vitesse relative par rapport à une cible. Comme exposé ci-dessus, toutefois, un tel ajustement variable est difficile à réaliser. Selon l'invention, plusieurs types d'angles d'inclinaison vers l'avant des faisceaux sont initialement préparés, les faisceaux ayant des angles d'inclinaison vers l'avant appropriés sont sélectionnés en fonction de la vitesse relative par rapport à la cible, et le fuselage du missile est commandé. Comme représenté sur la figure 4B, par exemple, les directions des orientations des faisceaux des antennes mutuellement adjacentes AT1 et AT2 sont inclinées vers l'avant (faisceau incliné vers l'avant) et les directions des orientations des faisceaux des autres antennes AT3 et AT4 sont fixées exactement suivant la longueur du fuselage (angle d'inclinaison vers l'avant zéro) (c'est-à-dire qu'il s'agit de faisceaux verticaux), et la vitesse relative est trouvée à partir de l'information de vitesse de la cible et de celle du missile. Si la vitesse relative est plus grande qu'une vitesse de référence, les antennes inclinées vers l'avant sont choisies et, si la vitesse relative est plus lente que la vitesse de référence, les antennes des faisceaux verticaux sont choisies. Lorsque la cible est détectée à l'aide des faisceaux d'antennes, le fuselage du missile effectue un mouvement de roulis pour lui permettre de détoner en direction de la cible. La figure 5 montre la disposition d'un missile guidé M, faisant fonction d'un missile guidé selon l'invention, qui comporte une fusée de proximité incorporée ayant deux types d'angles d'inclinaison vers l'avant des faisceaux d'antennes. Dans la disposition présentée sur la figure 5, une unité 11 d'acquisition de cible acquiert une cible T à l'aide de, par exemple, un autodirecteur. Les informations d'acquisition de cible acquises par l'unité 11 d'acquisition de cible sont envoyées à une unité 12 de détection de direction de cible. L'unité 12 de détection de direction de cible détecte une direction de cible à partir des informa- tions d'acquisition de cible en termes des axes respectifs de roulis r, de tangage p, et de lacet y du fuselage. Les informations T de direction de cible sont envoyées à une unité 13r de calcul de quantité de rotation de roulis, une unité 13p de calcul de quantité de rotation de tangage, et une unité 13y de calcul de quantité de rotation de lacet. Les unités de calcul de quantité de rotation respectives 13r, 13p et 13y prédisent un point de rencontre missile/cible à partir de la direction T de la cible en termes des axes respectifs et calculent des quantités de rotation sur les axes de roulis, tangage et lacet qui sont nécessaires pour diriger la direction de vol du missile M en ce point de rencontre prédit. Les résultats de calcul, 4r, $p et y sont envoyés à une unité 15r d'autopilotage de roulis, une unité 15p d'auto-pilotage de tangage et une unité 15y d'autopilotage de lacet. L'unité d'autopilotage de roulis 15r trouve la différence entre une quantité de rotation de roulis O1 reçue de la part d'un additionneur 151r et une quantité de commande de roulis Arc renvoyée depuis une unité de commande de roulis 154r pour permettre de l'envoyer à une unité de calcul de pilotage 152r afin de trouver une quantité de pilotage, ou régulation d'orientation correspondant, à une quantité de rotation de roulis r--rx. La quantité de pilotage est envoyée à une unité 153r de compensation du mouvement du fuselage afin de compenser l'erreur intervenant dans le mouvement du fuselage du missile. Un signal correspondant est envoyé à l'unité de commande de roulis 154r de l'unité 15r de sorte que la commande de roulis est effectuée. L'unité d'autopilotage de tangage 15p trouve la différence entre la quantité de rotation de tangage $p reçue sur son additionneur 151p et une quantité de commande de tangage pc renvoyée par une unité de commande de tangage 154p pour permettre qu'elle soit transférée à une unité de calcul de pilotage 152p afin de trouver une quantité de pilotage, ou régulation d'orientation, correspondant à une quantité de rotation de tangage p-*px. La quantité de pilotage est envoyée à une unité 153p de compensation de mouvement du fuselage se trouvant dans l'unité 15p d'autopilotage de tangage. L'unité 153p compense l'erreur intervenant dans le mouvement du fuselage du missile et l'envoie à l'unité de commande de tangage 154p pour que la commande de tangage soit effectuée. L'unité d'autopilotage de lacet 15y trouve la différence entre la quantité de rotation de lacet "y reçue de la part d'un additionneur 151y et une quantité de commande de lacet yc renvoyée d'une unité de commande de lacet 154y pour permettre qu'elle soit envoyée à une unité de calcul de pilotage 152y afin de trouver une quantité de pilotage, ou régulation d'orientation, correspondant à une quantité de rotation de lacet y-gyx. La quantité de pilotage est envoyée à une unité 153y de compensation du mouvement du fuselage se trouvant dans l'unité y afin de compenser l'erreur intervenant dans le mouvement du fuselage du missile. Un signal correspondant est envoyé à l'unité de commande de lacet 154y de sorte que la commande de lacet est effectuée. Sous l'action de la commande de pilotage des unités d'autopilotage 15r, p et 15y, le fuselage du missile est dirigé sur un point de rencontre fuselage/cible prédit. Les particularités de l'invention sont telles qu'exposées ci-dessous. Ainsi, l'unité 14 de sélection d'angle d'inclinaison vers l'avant du faisceau reçoit des informations de vitesse de cible et des informations de vitesse de missile, par exemple de la part d'un équipement de lancement terrestre, non représenté, trouve une vitesse relative à partir des deux types d'information, la compare avec une vitesse de référence et, sur la base du résultat de la comparaison, sélectionne l'un de deux types d'angles d'inclinaison vers l'avant A et B des faisceaux. L'information sélectionnée est envoyée à l'unité 13r de calcul de quantité de rotation de roulis. L'unité 13r de calcul de quantité de rotation de roulis est initialement munie d'un programme de traitement de calcul correspondant aux deux types d'angle d'inclinaison vers l'avant A et B des faisceaux d'antennes et exécutent sélectivement le programme de traitement de calcul en fonction de l'information sélectionnée venant de l'unité 14 de sélection d'angle d'inclinaison vers l'avant. On va expliquer le fonctionnement du mode de réalisation en référence avec les figures 6A à 6C. La figure 6A montre un état existant avant que le missile ait subi une commande de roulis, pour une cible constituant un avion ou un missile lent, la figure 6B montre un état existant après que le missile a subi la commande de roulis pour une cible T constituant un avion ou un missile lent, et la figure 6C est une vue de face montrant un état existant après que le missile a subi une commande de roulis pour une cible T constituant un missile rapide. Sur ces figures, Y indique un axe de référence de roulis du missile guidé. Les antennes AT1 à AT4 se trouvant sur une fusée de proximité placée dans le fuselage du missile M sont disposées sous des angles de 45 , 135, 225' et 315' par rapport à l'axe de référence Y. Les antennes AT1 et AT2 rayonnent des faisceaux inclinés vers l'avant, tandis que, inversement, les antennes AT3 et AT4 rayonnent des faisceaux verticaux. Alors que la charge peut être non directionnelle suivant la direction circonférentielle, on va donner ici des explications dans le cadre d'un exemple d'un missile comportant une tête montée de facçon directionnelle qui est susceptible de diriger ses attentions dans deux directions. Pour l'axe Z perpendiculaire à l'axe Y, la charge est d'un type tel que la fusée de proximité détone dans une direction (-) suivant l'axe Z lorsque la cible T est détectée par les faisceaux rayonnés des antennes ATI et AT2 et dans une direction (+) suivant l'axe Z lorsque la cible T est détectée par les faisceaux rayonnés par les antennes AT3 et AT4. On suppose que, sur la figure 6, la cible T constitue un avion ou un missile lent et que sa position est dans la direction *T. Lorsque la cible T a été acquise par l'unité 11 d'acquisition de cible, l'angle *T par rapport à la direction de la cible est trouvé par l'unité 12 de détection de direction de cible. A partir de la direction $T de la cible, les unités 13r, 13b et 13y de calcul de quantité de rotation axiale calculent des quantités de rotation sur les axes de roulis, de tangage et de lacet du fuselage du missile qui sont nécessaires pour diriger la direction de vol du missile M sur un point de rencontre prévu missile M/cible T. Alors, les unités d'autopilotage respectives 15r, 15p et 15y effectuent la commande de pilotage correspondante pour orienter le missile sur le point de rencontre prévu missile M/cible T. D'autre part, l'unité 14 de sélection d'angle d'inclinaison vers l'avant des faisceaux trouve une vitesse relative à partir des informations de vitesse de missile et des informations de vitesse de cible. Puisque la cible T est un avion ou un missile lent, la vitesse relative est inférieure à la vitesse de référence et, par conséquent, l'unité 13r de calcul de quantité de rotation de roulis reçoit des ins- tructions propres à permettre la sélection d'un petit faisceau p dans l'unité 14 de sélection d'angle d'inclinaison vers l'avant des faisceaux. L'unité 13r de calcul de rotation de roulis ayant reçu les instructions susdites trouve un angle de roulis Or' nécessaire pour que la direction de détonation soit orientée dans la direction de la cible lorsque la cible T est détectée à l'aide des faisceaux formés par les antennes AT3 et AT4. Ici, -r=4T + 90, comme on l'aura compris en regardant attentivement sur la figure 6A. La valeur calculée de la quantité de rotation de roulis, soit Or, ainsi trouvée, est envoyée à l'unité 15r d'autopilotage de roulis afin de permettre au fuselage M de rouler de Or, comme représenté sur la figure 6B, de sorte que la direction (+) suivant l'axe Z puisse être dirigée vers la cible. On va maintenant supposer que la cible est un missile rapide et que sa position est dans une direction Ot par rapport à l'axe de référence Y. Lorsque l'unité d'acquisition de cible 12 acquiert la cible T, l'angle OT de la direction de la cible est trouvé par l'unité 12 de détection de direction de cible. Les unités de calcul de quantité de rotation axiale respectives 13r, 13p et 13y calculent, à partir de la direction de cible VT, les quantités de rotation par rapport aux axes de roulis, de tangage et de lacet, qui sont nécessaires pour que la direction de vol du missile M soit dirigée sur le point de rencontre prévu missile M/cible T. Le fuselage du missile est orienté sur le point de rencontre prévu missible M/cible T. D'autre part, l'unité 14 de sélection d'angle d'inclinaison vers l'avant des faisceaux trouve la vitesse relative à partir des informations de vitesse de missile et des informations de vitesse de cible. Puisque la cible T est un missile rapide, la vitesse relative est plus élevée que la vitesse de référence et l'unité 13r de calcul de quantité de rotation de roulis reçoit des instructions propres à permettre que le faisceau incliné vers l'avant P soit sélectionné dans l'unité de sélection de l'inclinaison vers l'avant 14. L'unité 13r de calcul de quantité de rotation de roulis ayant reçue les instructions susdites trouve un angle de roulis r' nécessaire pour que la direction de détonation soit dirigée sur la cible lorsque la cible T est détectée par les antennes AT1 et AT2. Ici, "O=T-90, comme on l'aura compris en observant la figure 6A. La valeur calculée "r' de la quantité de rotation de roulis ainsi trouvée est envoyée à l'unité 15r d'autopilotage de roulis, de sorte que le missile M roule de r', comme représenté sur la figure 6C, pour qu'il lui soit permis d'être orienté sur la cible. Le missile ainsi décrit est conçu de manière à avoir une fusée de proximité embarquée qui possède plusieurs antennes ayant des angles d'inclinaison faciale différents, à sélectionner l'antenne en fonction de la vitesse relative par rapport à la cible et à faire rouler son fuselage, si bien qu'il offre une structure de fuselage simple et compacte. Il est également possible d'exercer un effet de détonation de charge sur le missile formant la cible possédant diverses gammes de vitesses. L'invention n'est pas limitée au mode de réalisation ci-dessus mentionné. Comme représenté, par exemple, sur les figures 7A et 7B, deux antennes AT1 et AT2 peuvent être employées pour la fusée de proximité et on peut aussi obtenir le même effet en élargissant l'intervalle de rayonnement de faisceau des antennes AT1 et AT2 et en orientant un faisceau conformé de l'une (AT1) de ces antennes dans une direction perpendiculaire au fuselage M du missile, tandis que, inversement, on incline vers l'avant le faisceau conformé de l'autre antenne AT2. De plus, il est possible d'obtenir une économie du nombre des antennes et des unités d'émission/réception intervenant de façon à réduire les coûts de fabri- cation. Alors que, dans le mode de réalisation ci-dessus mentionné, un seul type d'angle d'inclinaison vers l'avant est utilisé, si des angles d'inclinaison vers l'avant différents l'un de l'autre sont communiqués aux faisceaux conformés des antennes AT1i à AT4 de la fusée de proximité, le missile guidé de l'invention peut alors faire exploser proprement divers types d'aéronefs, tels que le missile, l'avion et l'hélicoptère. On sait que le diagramme de puissance de rayonnement de l'antenne peut être rendu plus petit dans le cas d'une cible d'une taille relativement grande et plus grand dans le cas d'une cible de taille petite. Comme représenté sur la figure 8, on associe des puissances de faisceau différentes aux antennes AT1 à AT4 de la fusée de proximité. Comme représenté sur la figure 9, employant les mêmes numéros de référence, pour désigner des parties ou éléments correspondants, que la figure 5, ce mode de réalisation est ainsi conçu qu'il permet de sélectionner une puissance de faisceau appropriée, dans une unité 16 de sélection de puissance de faisceau, sur la base d'informations de discrimination de cible, de communiquer le résultat de la sélection à l'unité 13r de calcul de quantité de rotation de roulis, de faire rouler le fuselage du missile de façon à diriger un faisceau correspondant sur la cible et, lorsque la cible est détectée à l'aide du faisceau, faire rouler le fuselage de façon que le missile ait sa direction de détonation exactement orientée sur la cible. Comme exposé ci-dessus, le missile de l'invention est ainsi conçu, grâce aux moyens techniques ci-dessus présentés, qu'il sélectionne l'antenne en fonction de la taille de la cible et fait rouler le fuselage de façon à lui permettre de détoner à l'endroit de cibles de diverses tailles. Il n'est donc pas nécessaire de créer un faisceau de grande puissance sur toute la circonférence du fuselage. De ce point de vue, une moindre dissipation de puissance est nécessaire. Dans le système selon l'invention, il est naturellement possible d'incliner vers l'avant le faisceau d'une certaine antenne ou de réduire le nombre d'antennes intervenant. De plus, l'invention peut être diversement changée ou modifiée sans s'écarter du domaine de l'invention. Des avantages et modifications supplémentaires apparaîtront aisément à l'esprit de l'homme de l'art. Par conséquent, l'invention, dans ses aspects les plus larges, n'est pas limitée aux détails particuliers et dispositifs utilisés à titre repré- sentatif, qui ont été ici présentés et décrits. Par conséquent, diverses modifications peuvent être apportées sans sortir du domaine de l'invention. 1l REVENDICATIONS 1. Missile guidé, comportant: une unité (11) d'acquisition de cible servant à acquérir une cible et à obtenir des informations sur la cible, une unité (12) de détection de direction de cible servant à détecter, à partir des informations sur la cible obtenues dans l'unité d'acquisition de cible, la direction de la cible, en termes des axes de roulis, de tangage et de lacet du fuselage d'un missile, des unités (13r, 13p, 13y) de calcul de quantité de rotation servant à calculer des quantités de rotation sur les axes de roulis, de tangage et de lacet du missile pour permettre au missile d'être dirigé sur la cible détectée par l'unité de détection de direction de cible, des unités de commande de pilotage, ou régulation d'orientation, (15r, 15p, 15y) servant à communiquer les quantités de rotation sur les axes de roulis, de tangage et de lacet du missile obtenues par l'unité de calcul de quantité de rotation au fuselage du missile, caractérisé en ce qu'il comprend: une pluralité d'antennes (AT1 à AT4) destinées à une fusée de proxi- mité, qui sont disposées en un nombre correspondant d'emplacements autour d'un côté de la surface circonférentielle du fuselage et qui rayonnent des faisceaux de détection de cible suivant des directions mutuellement différentes, au moins une de ces antennes rayonnant un faisceau dont l'angle d'inclinaison vers l'avant est différent de celui des faisceaux restants; une unité (14) de sélection de faisceau servant à obtenir les informa- tions de vol du missile et de la cible et à sélectionner un faisceau ayant un angle approprié sur la base du résultat des informations de vol obtenues; et un moyen (13r) de compensation de quantité de rotation de roulis servant à orienter le faisceau qui est sélectionné par l'unité de sélection de faisceau sur la cible. 2. Missile guidé selon la revendication 1, caractérisé en ce que l'unité (14) de sélection de faisceau reçoit des informations de vitesse de cible et des informations de vitesse de missile au titre des informations de vol de la cible et du missile afin de trouver leur vitesse relative et sélectionne un faisceau correspondant sur la base de la vitesse relative. 3. Missile guidé selon la revendication 1, caractérisé en ce que, parmi les antennes de la pluralité d'antennes (AT1 à AT4), certaines ont des angles d'inclinaison vers l'avant mutuellement différents et rayonnent des faisceaux de détection de cible. 4. Missile guidé comportant: une unité (11) d'acquisition de cible servant à acquérir une cible et à obtenir des informations sur la cible, une unité (12) de détection de direction de cible servant à détecter, à partir des informations sur la cible obtenues dans l'unité d'acquisition de cible, la direction de la cible, en termes des axes de roulis, de tangage et de lacet du fuselage d'un missile, des unités (13r, 13p, 13y) de calcul de quantité de rotation servant à calculer des quantités de rotation sur les axes de roulis, de tangage et de lacet du missile pour permettre au missile d'être dirigé sur la cible détectée par l'unité de détection de direction de cible, des unités de commande de pilotage, ou régulation d'odrientation, (15r, iSp, 15y) servant à communiquer les quantités de rotation sur les axes de roulis, de tangage et de lacet du missile obtenues par l'unité de calcul de quantité de rotation au fuselage du missile, caractérisé en ce qu'il comprend: une pluralité d'antennes (AT1 à AT4) destinées à une fusée de proxi- mité, qui sont disposées en un nombre correspondant d'emplacements autour d'un côté de la surface circonférentielle du fuselage et qui rayonnent des faisceaux de détection de cible dans des directions mutuellement différentes, au moins une de ces antennes rayonnant un faisceau dont la puissance est différente de celle ou de celles de l'antenne restante ou des antennes restantes; une unité (16) de sélection de faisceau servant à obtenir des informa- tions représentant la taille de la cible et sélectionnant un faisceau d'une puissance appropriée sur la base du résultat des informations obtenues; et un moyen (13r) de compensation de quantité de rotation de roulis servant à orienter le faisceau sélectionné par l'unité de sélection de faisceau sur la cible. 5. Missile guidé selon la revendication 4, caractérisé en ce que, parmi les antennes de la pluralité d'antennes (ATn à AT4), certaines rayonnent des faisceaux de détection de cible dont les puissances sont mutuellement différentes.