FR 2775067 A1 19990820 FR 9900524 A 19990119 MISSILE GUIDE L'invention concerne un missile guidé destiné à combattre des cibles volantes, le missile guidé comportant une tête chercheuse à infrarouge et portant une charge explosive, et pouvant être propulsé par un réacteur. Les missiles guidés classiques équipés d'une tête chercheuse à infrarouge (par exemple Stinger) ont un profil de vitesse v(t) fortement variable en raison des propriétés conditionnées par la construction des réacteurs utilisés. C'est la raison pour laquelle le point de collision avec la cible à combattre, par exemple un avion volant à vitesse constante, ne reste pas stable15 dans le cas de navigation proportionnelle, même dans la phase finale de l'approche de la cible dans laquelle la vitesse de rotation de la ligne visuelle de la tête chercheuse du missile guidé est déjà devenue très faible par rapport à la cible. Cela n'a cependant pas de20 répercussion particulière sur la probabilité d'impact car, en raison de constantes corrections de guidage correspondantes du dispositif de guidage placé en aval de la tête chercheuse, la poursuite et l'atteinte de la cible sont toujours assurés, même dans le cas d'un25 missile modifiant constamment sa vitesse. Il n'y avait donc également de ce point de vue aucune raison de modifier la construction des réacteurs de tels missiles guidés équipés d'une tête chercheuse à infrarouge dans le but de modifier le profil de vitesse v(t), qui jusqu'à30 présent était fortement variable. DE C 42 1O 572 décrit un guidage de missile dans le cas duquel contrairement au guidage de la tête chercheuse décrit jusqu'ici - le profil de vitesse du missile guidé doit satisfaire à certaines exigences. Le35 profil de vitesse du missile est en effet variable et 2 adaptable. Le guidage du missile est en l'occurrence effectué d'après le procédé de guidage par couverture de la cible, ce qui désigne une couverture optique dans le cas de laquelle le missile est maintenu sur une ligne5 orientée de la station de guidage vers la cible. Dans la publication mentionnée, on utilise un missile avec une sélection définie du profil de propulsion variable en soi, alors que la conduite de tir sélectionne une cible dont la vitesse et l'éloignement sont détectés en10 permanence, et décide ensuite du profil de propulsion qui sera utilisé pour le combat. Des cibles à éloignement important sont notamment combattues avec des missiles à vitesse élevée, et des cibles à faible éloignement avec des missiles à faible vitesse.15 Pour la poursuite de la cible se déplaçant, la plupart des missiles guidés classiques sont cependant équipés des têtes chercheuses à infrarouge mentionnées ci-dessus. Des mesures de perturbations ont déjà été développées pour des missiles équipés de tels procédés de20 guidage, avec lesquelles les têtes chercheuses à infrarouge peuvent être mises hors service en cours de vol, et qui sont connues sous la désignation DIRCM (= directed infrared counter measures, par exemple le procédé FLASH décrit plus en détail dans la publication25 19738875.2). Lors de, et après une telle perturbation efficace, la tête chercheuse à infrarouge ne peut plus définir les signaux de correction qui sont en soi toujours être nécessaires pour la modification constante mentionnée du point de collision, ce qui entraîne une30 déviation continue de plus en plus importante du missile par rapport à la trajectoire réellement nécessaire. Si la perturbation n'est pas effectuée alors que l'éloignement par rapport au point de collision est déjà très faible, mais déjà un peu plus tôt, le missile qui vole à une35 vitesse se modifiant constamment n'atteint plus le point 3 de collision, lequel se modifie également constamment de façon correspondante, et par conséquent sa cible, ce qui fait qu'un combat efficace de la cible n'est plus possible.5 L'objectif de la présente invention consiste à agencer un missile guidé équipé d'une tête chercheuse à infrarouge de telle sorte que, lors de la poursuite de la cible, l'effet des mesures de perturbation DIRCM mentionnées exerce une influence aussi faible que10 possible sur la probabilité d'impact. En partant d'un missile guidé du type mentionné en introduction, cet objectif est atteint selon l'invention en ce que le réacteur du missile est guidé de telle sorte qu'une phase d'accélération (aussi courte que possible)15 soit suivie d'une phase de croisière à vitesse aussi constante que possible, cette phase de croisière s'étendant jusqu'à la cible la plus éloignée à combattre, à savoir aussi loin que possible. Avec un réacteur d'une telle conception, dont la vitesse est quasi constante sur la plus grande partie du temps de vol, on est sûr qu'un missile guidé équipé d'une tête chercheuse à infrarouge ayant été dirigé sur une cible volante de déplaçant à vitesse constante, par exemple à l'aide de la navigation proportionnelle habituelle, ou une autre, qui minimise la25 vitesse de rotation de la ligne visuelle et conduisant également à la collision, se trouve déjà suffisamment tôt dans la phase finale du vol d'approche de la cible, à savoir se trouve, de même que la cible, sur une courbe de trajectoire rectiligne, les deux droites se coupant au30 point de collision alors stable, et la cible et le missile l'atteignant simultanément comme prévu. Cela signifie cependant que, même après une perturbation ou une destruction de la tête chercheuse par DIRCM, le missile guidé se trouve toujours encore sur la même35 trajectoire inchangée. Les autres dispositifs selon 4 l'invention assurent que le missile guidé dorénavant "aveugle" continue à voler sur cette trajectoire de vol, et - malgré la mesure de perturbation DIRCM en soi réussie - combat par conséquent sa cible toujours encore5 avec succès. D'autres caractéristiques et avantages de l'invention ressortiront plus clairement à la lecture de la description ci-après, faite en référence aux dessins annexés, dans lesquels:10 la figure 1 représente une comparaison entre les profils de vitesse d'un missile guidé classique et du missile guidé selon l'invention; la figure 2 est un diagramme schématique de trajectoire de vol avec le combat d'une cible par un missile guidé à vitesse variable ou constante; la figure 3 est une représentation schématique du missile guidé selon l'invention avec ses dispositifs: la figure 4 est un diagramme schématique de la vitesse de rotation des lignes visuelles du missile en tant que fonction du temps; et la figure 5 est un diagramme schématique de la vitesse de rotation mesurée des lignes visuelles du missile, et extrapolée après une perturbation DIRCM, en tant que fonction du temps.25 A la figure 1, la ligne en trait fin représente le diagramme de vitesse d'un missile guidé 2 classique à profil de vitesse variable, le temps étant porté en abscisse et la vitesse en ordonnée. Comme il ressort du diagramme, un tel missile guidé 2 classique, qui est30 équipé dans la plupart des cas d'une tête chercheuse à infrarouge 4, ne comporte pratiquement pas de phase à vitesse de vol constante. En utilisant une navigation proportionnelle, qui génère des signaux de guidage proportionnels à la vitesse de rotation ds/dt de la ligne35 visuelle (4a) du missile 2 de telle sorte que cette vitesse de rotation de la ligne visuelle s'approche de la valeur 0, le point de collision A, B... avec la cible 1 à combattre ne reste par conséquent pas stable, ce qui nécessite de constantes corrections de guidage. Si, dans ce cas, la fonction de la tête chercheuse à infrarouge 4 est mise en défaillance par l'une des mesures de perturbation connues, la cible 1 ne peut plus être combattue efficacement. La figure 2 représente un avion 1 à combattre à deux différents instants t1, t2 qui, dans un souci de simplification, se déplace en l'occurrence à vitesse constante, ce qui dans la réalité est généralement le cas pour des avions de transport, par exemple. Un missile guidé 2 correspondant à l'état de la technique est15 représenté aux mêmes instants t1, t2, ce missile guidé 2 parcourant le trajet situé entre les deux instants t1 et t2 à vitesse décroissante. On voit qu'en maintenant la vitesse constante v (t1), la collision avec la cible 1 à combattre interviendrait au niveau de la position A sur20 la trajectoire de vol 13. Etant donné que la vitesse du missile guidé 2 diminue cependant constamment et atteint la valeur v (t2) à l'instant t2, ce point de collision A s'est décalé plus vers l'avant sur la trajectoire de vol de la cible 1; à vitesse constante à partir de (t = t2),25 la collision interviendrait maintenant sur la trajectoire de vol 13b dans la position B. Si, suite à une perturbation DIRCM, la tête chercheuse à infrarouge 4 du missile guidé 2 avait subi une défaillance à tl, le missile guidé 2 n'aurait plus eu la possibilité de suivre30 la position de la cible se modifiant; la probabilité que le missile guidé 2 puisse néanmoins voler par hasard exactement dans la "bonne" direction, et toujours encore atteindre sa cible 1, est infiniment faible, à moins que la perturbation DIRCM n'ait eu lieu qu'à un stade tardif alors que le missile guidé 2 se trouvait déjà à proximité immédiate de la cible 1, à savoir peu avant l'impact. A titre de comparaison avec le diagramme de vitesse du missile guidé 2 classique, la figure 1 représente schématiquement en trait gras le diagramme de vitesse d'un missile guidé 3 qui, selon l'invention, est équipé d'un réacteur 7 qui est conçu de telle sorte qu'une phase de démarrage et d'accélération 10 aussi courte que possible soit suivie d'une phase de croisière 11 à10 vitesse de croisière vM (12) aussi constante que possible, cette phase de croisière 11 s'étendant jusqu'à la cible 1 la plus éloignée à combattre, à savoir aussi loin que possible. On voit que l'accélération au démarrage du missile guidé 3 selon l'invention est plus15 importante que dans le cas du missile guidé 2 selon l'état de la technique, et que la phase de croisière 11 à vitesse de croisière 12 constante du missile guidé 3 est atteinte plus tôt que la vitesse maximale du missile guidé 2, et dure nettement plus longtemps. La vitesse de20 vol ne se réduit que lors de l'arrêt du réacteur 7, suite aux forces de frottement aérodynamiques qui ne sont alors plus compensées. Pour cette comparaison, on a pris comme hypothèse que l'ensemble de l'ergol disponible pour les deux missiles guidés 2 et 3 était sensiblement d'égale25 importance, et que pour le missile guidé 3 selon l'invention, seul le débit massique, et par conséquent la force de poussée, étaient pris en compte en tant que fonctions du temps afin d'obtenir le profil de vol souhaité décrit.30 Ce missile guidé 3 selon l'invention, et sa trajectoire de vol 13, sont également représentés à la figure 2. Si la tête chercheuse à infrarouge 4 du missile guidé 3 était défaillante à t1 du fait d'une perturbation DIRCM, le missile guidé 3 n'aurait non plus pas la35 possibilité de continuer à suivre la position de la 7 cible. En raison de la vitesse constante v (t1) = v (t2) = VM, la collision avec la cible 1 à combattre interviendrait cependant sur la trajectoire de vol 13a, à savoir le prolongement direct de la trajectoire de vol5 13, et par conséquent toujours encore sur la même trajectoire de vol, donc toujours encore dans la position A. L'autre dispositif de protection 20 selon l'invention assure que, après une mesure de perturbation DIRCM réussie, le missile guidé 3 alors "aveugle" continue à voler sur cette trajectoire de vol 13a, et combat néanmoins sa cible 1 avec succès. Ce dispositif de protection 20 comporte un dispositif de surveillance 21, un dispositif de guidage auxiliaire 22, et une mémoire 2315 de trajectoire de vol, qui sont reliés entre eux ainsi qu'à la tête chercheuse à infrarouge 4, et à l'électronique de guidage et de commande 5 du missile guidé 3 disposée en aval de la tête chercheuse à infrarouge 4.20 Le dispositif de surveillance 21, avec lequel il est proposé d'équiper la tête chercheuse à infrarouge 4, détecte la perturbation efficace due à une mesure DIRCM. Cela peut par exemple être effectué par la détection d'un dépassement d'une valeur limite préalablement définie du25 rayonnement IR reçu, de la destruction irréversible du détecteur de la tête chercheuse à infrarouge 4, ou d'une fonction défectueuse irréversible de l'électronique de détection. Si tel est le cas, l'électronique de guidage et de commande 5 transmet alors selon l'invention le30 contrôle du guidage du missile au dispositif de guidage auxiliaire 22. Ce dispositif de guidage auxiliaire 22 doit assurer que la trajectoire de vol 13a du missile guidé 3 reste inchangée, ce qui signifie par conséquent que la35 trajectoire de vol 13 reste maintenue, afin que le 8 missile guidé 3 puisse atteindre le point de collision stable A et combatte ainsi efficacement la cible 1. Selon l'invention, on utilise à cet effet une mémoire 23 de trajectoire de vol dans laquelle sont mémorisés en5 permanence les signaux de déviation 4a de la tête chercheuse à infrarouge 4 en tant que fonction du temps t, à savoir l'angle s entre l'axe 3a du missile et la ligne visuelle la de la tête chercheuse vers la cible 1, ou la vitesse de rotation ds/dt de la ligne visuelle (4a)10 et les ordres de guidage 5a qui en sont dérivés (figure 4). Si - comme supposé ci-dessus le missile guidé 3 se trouvait dans la phase finale du vol d'approche de la cible donc, en raison de sa vitesse de croisière constante 12, sur la trajectoire de vol rectiligne 13,15 les signaux de déviation 4a (figure 4) mémorisés jusqu'à cet instant, et par conséquent également les ordres de guidage 5a, sont constants ou homogènes, et ce de telle sorte que l'influence due à la pesanteur soit précisément compensée. Dans le cas d'un missile guidé 3 sans roulis,20 par exemple, les gouvernes 6 s'immobilisent alors au même angle d'incidence, ou sont toujours à nouveau déviées momentanément à intervalles de temps réguliers de leur position zéro. Ce phénomène cité en dernier lieu intervient également dans le cas d'un missile guidé 325 avec roulis, par exemple à chaque fois après une rotation entière ou une demi-rotation. A l'aide des données mémorisées dans la mémoire 23 de trajectoire de vol, le dispositif de guidage auxiliaire 22 détecte alors comment des signaux de30 déviation et de guidage 4a, 5a se sont développés jusqu'à la constatation de la perturbation DIRCM. Si ceux- ci restent constants exception faite de variations statistiques inévitables -, le dispositif de guidage auxiliaire 22 continue à générer jusqu'à la collision les mêmes signaux de déviation et de guidage 4a, 5a que ceux générés juste avant ou à l'instant t1 (figure 5). Afin de pouvoir combattre encore efficacement la cible 1, même dans le cas d'une perturbation DIRCM relativement précoce, on propose de procéder comme suit. Si le missile guidé 3 ne se trouvait pas encore dans la phase finale décrite ci-dessus, mais seulement dans la phase de l'arrivé du missile guidé 3 sur la trajectoire rectiligne du vol d'approche finale, dans laquelle la10 vitesse de rotation ds/dt de la ligne visuelle diminue constamment, le dispositif de guidage auxiliaire 22 extrapole dans le futur de façon correspondante les signaux de déviation 4a mémorisés (représenté par 4b en gras à la figure 5), et génère les signaux de guidage 5b15 correspondants. La conception selon l'invention du réacteur 7 constitue par conséquent une sorte de mesure de durcissement ou de mesure de défense contre les mesures de perturbation connues sous la désignation DIRCM; même20 après une mesure de perturbation DIRCM réussie, à savoir sans tête chercheuse à infrarouge 4, le missile guidé 3 qui en est équipé, qui vole à vitesse de croisière sensiblement constante, peut en maintenant sa direction de vol précédente atteindre avec une haute probabilité le25 point de collision A alors stable avec la cible 1 à combattre. Cela est notamment le cas dès lors qu'à l'instant t1 de la mesure de perturbation DIRCM, le missile guidé 3 se trouve déjà à une "portée aveugle" de la cible 1. Celle-ci peut être définie par le fait qu'en30 dehors de cette portée aveugle, et malgré les mesures décrites ci-dessus destinées à la "poursuite aveugle du vol en ligne droite", les facteurs de perturbation inévitables, tels que par exemple des vents et des turbulences de l'atmosphère traversée, des irrégularités35 résiduelles de la poussée du réacteur, la précision des effets intentionnels de la déviation des gouvernes 6 etc., ont déjà conduit à une déviation si importante de la cible que par exemple le détonateur d'approche de la tête d'explosion ne répond plus de façon sûre, à savoir qu'un combat fiable de la cible 1 n'est plus possible. Il REVENDICATIONS 1. Missile guidé destiné à combattre des cibles volantes, le missile guidé comportant une tête chercheuse à infrarouge avec une électronique de guidage et de commande disposée en aval, et portant une charge explosive, et pouvant être propulsé par un réacteur, caractérisé en ce que le réacteur (7) est conçu de telle sorte qu'après une phase d'accélération (10) aussi courte10 que possible, le missile guidé (3) vole dans la phase de croisière (11) suivante à vitesse de croisière (12) aussi constante que possible, la phase de croisière (11) s'étendant jusqu'à la cible (1) la plus éloignée à combattre, et15 en ce que le missile guidé (3) comporte un dispositif de protection (20) qui assure le guidage après une perturbation par une mesure DIRCM de la tête chercheuse à infrarouge (4), et qui continue à commander le missile guidé (3) sur une trajectoire de vol (13a)20 extrapolée prolongeant la trajectoire de vol (13) utilisée jusqu'à l'instant de la perturbation DIRCM. 2. Missile guidé selon la revendication 1, caractérisé en ce que le dispositif de protection (20) comporte un dispositif de surveillance (21), un25 dispositif de guidage auxiliaire (22) et une mémoire (23) de trajectoire de vol, qui sont reliés entre eux ainsi qu'à la tête chercheuse à infrarouge (4) et à l'électronique de guidage et de commande (5) du missile guidé (3), le dispositif de surveillance (21) détectant30 la perturbation efficace due à une mesure DIRCM de la tête chercheuse à infrarouge (4), et retirant dans ce cas le contrôle du guidage du missile à l'électronique de guidage et de commande (5) disposée en aval de la tête chercheuse à infrarouge (4) et le transmettant au35 dispositif de guidage auxiliaire (22), lequel analyse les 12 signaux de déviation (4a) de la tête chercheuse à infrarouge (4) mémorisés en permanence en tant que fonction du temps dans la mémoire (23) de trajectoire de vol, et les ordres de guidage (5a) qui en sont dérivés5 par l'électronique de guidage et de commande (5) jusqu'à l'instant de la perturbation DIRCM, extrapole dans le futur de façon correspondante les signaux de déviation (4a), et génère à partir de ces signaux de déviation (4b) les signaux de guidage (5b) correspondants qui continuent à commander le missile guidé (3) sur cette trajectoire de vol (13a).