FR 2859782 A1 20050318 FR 8903646 A 19890320 L'invention concerne des systèmes d'armes. Plus précisément, l'invention concerne, non exclusivement, des systèmes de guidage et de commande de systèmes d'armes de type air-sol. Dans de nombreux concepts modernes, de tels systèmes d'armes, en particulier ceux qui sont destinés à être utilisés contre les formations blindées ou des cibles dispersées de manière analogue, sont conçus afin qu'ils soient constitués d'un véhicule qui peut être guidé et qui, après lancement à partir d'un aéronef, suit une trajectoire le plaçant à une hauteur convenable avec une attitude convenable au-dessus d'une zone cible, soit afin qu'il attaque lui-même une cible soit afin qu'il distribue un certain nombre de munitions d'attaque de cible, ces munitions pou- vant elles-mêmes être guidées dans la partie terminale de leur trajectoire ou non. Par exemple, dans un tel concept de systèmes d'armes destinés à être utilisés contre les formations blindées, l'organe distributeur n'est pas propulsé et contient huit munitions guidées dans la partie terminale. Le distributeur est lancé d'un aéronef à faible altitude. Après séparation de l'aéronef, le distributeur est d'abord retardé afin que l'aéronef de lancement puisse se dégager, puis il parcourt une distance spécifiée tout en suivant autant que possible l'angle suivi au moment de la séparation, afin qu'il atteigne la zone cible. Lorsqu'il se rapproche de la zone cible, le distributeur exécute une manoeuvre de remontée pour prendre une altitude telle que, lorsque les munitions sont libérées, leurs capteurs aient une zone suffisante dans leur champ collectif de vision pour que leur probabi- lité d'acquisition de nombreuses cibles disponibles soit élevée. Après qu'il a atteint une telle altitude, le dis- tributeur se place lui-même à une attitude convenant à la libération des munitions, et les éjecte alors avec une configuration convenable. Après éjection, chaque munition continue à voler vers l'avant avec son capteur d'extrémité dirigé vers le bas jusqu'à ce que le capteur se positionne 2859782 2 sur une cible, et la munition est ensuite guidée sur la cible sous la commande de ce capteur. Dans de tels systèmes d'armes, le guidage et la commande du véhicule lancé imposent normalement la mesure des vitesses angulaires, de l'attitude et du cap. De même, dans le cas où le véhicule lancé distribue des munitions qui sont guidées dans leur partie terminale, il faut normalement que la mesure de l'orientation angulaire et des vitesses angulaires des munitions et/ou des têtes portant les capteurs soit effectuée. Simultanément, la faisabilité économique du système d'arme nécessite que tous les éléments de l'arme, en particulier ceux qui sont reproduits dans chaque munition, aient un faible coût. La présente invention a pour objet la réalisation d'un système d'arme du type qui comporte une plate-forme mobile comprenant un sous-système de référence d'attitude et un véhicule qui peut être guidé, qui peut être lancé à partir de la plate-forme et qui comporte lui-même un sous-système de guidage afin que le sous-système de guidage de véhicule puisse avoir un coût relativement faible. Selon la présente invention, un système d'armes comprend une plate-forme mobile ayant un premier sous-système de référence d'attitude à trois axes, et un véhicule qui peut être guidé et qui peut être lancé de ladite plate-forme et comprenant un sous-système de guidage ayant des gyroscopes, et est tel que, lors du fonctionnement du système, les données d'attitude de la plate-forme et du véhicule sont comparées de manière répétée pendant une période antérieure au lancement du véhicule, la période se terminant pratiquement au moment du lancement du véhicule à partir de la plate-forme, et l'un au moins des facteurs choisi parmi le facteur d'échelle et le décalage de zéro présentés par chacun des gyroscopes du sous-système de guidage de véhicule au moment considéré est estimé et sa correction est réalisée à l'aide des différences présentées par les données d'attitude et révélées par la comparaison répétitive, pendant une période se terminant pratiquement 2859782 3 au moment du lancement du véhicule. Dans un système d'armes particulier selon l'invention, le véhicule est un distributeur de munitions dont le sous-système de guidage comprend un second sous-système de référence d'attitude à trois axes, et qui porte plusieurs munitions guidées qui peuvent être lancées par le distributeur et qui comprennent chacune un sous-système de guidage et/ou de stabilisation comprenant des gyroscopes, et, pendant le fonctionnement du système, des données d'attitude du distributeur et de chacune des munitions sont comparées de manière répétée pendant une période se terminant pratiquement au moment du lancement de la munition correspondante par le distributeur, et l'un au moins des facteurs parmi le facteur d'échelle et de décalage de zéro donnés au moment considéré par chacun des gyroscopes de chaque sous-système de munitions est estimé et une correction voulue est réalisée à l'aide des différences relatives aux données d'attitude, indiquées par la comparaison répétée des don-nées d'attitude du distributeur et de chacune des muni- tions, pendant une période qui se termine pratiquement au moment du lancement de la munition correspondante. Un avantage de la présente invention est dû au fait que la correction du facteur d'échelle et/ou du décalage de zéro des gyroscopes, c'est-à-dire dans les sous-systèmes de guidage du distributeur et/ou des munitions, permet l'utilisation de certains types de gyroscopes de faible coût dans ces sous-systèmes, par exemple de gyroscopes fonctionnant suivant le principe d'un élément vibrant, dans les-quels la stabilité des paramètres d'erreur des gyroscopes, en particulier de décalage de zéro, pendant des périodes de fonctionnement de plusieurs minutes est très supérieure à la reproductibilité entre deux mises en service, ou en présence de grandes variations de température. La mauvaise reproductibilité d'une mise en service à une autre et en présence de grandes variations de température de tels gyroscopes est compensée dans un système selon l'invention, et en outre, ceci n'est pas annulé par les manoeuvres 2859782 4 importantes possibles et les grandes excursions d'attitude possibles qui peuvent être appliquées aux gyroscopes pendant le fonctionnement. Dans un système selon l'invention, lorsqu'un système gyroscopique est défectueux, l'estimation satisfaisante et la correction du facteur d'échelle ou du décalage de zéro du gyroscope peuvent ne pas être possibles. Une telle éventualité empêche manifestement un fonctionnement satisfaisant du système, mais peut être utilisée pour la transmis- sion d'un avertissement à l'opérateur du système lui indiquant que la poursuite du fonctionnement du système peut ne pas être souhaitable, et qu'il peut être souhaitable d'interrompre la totalité de la sortie plutôt que d'exposer la plate-forme, qui peut être un aéronef très coûteux, aux dangers de la poursuite de la sortie. L'expression "gyroscope fonctionnant suivant le principe d'un élément vibrant" désigne un gyroscope comportant un élément, normalement sous forme d'un cylindre ou d'un disque, qui est mis en vibration pendant le fonction- nement, le diagramme de vibrations étant soumis à une dérive lors d'un déplacement angulaire autour d'un axe de l'élément, la dérive étant détectée afin qu'elle forme la base du signal de sortie du gyroscope. Un système d'armes selon l'invention, et plusieurs 25 variantes de celuici, sont décrits à titre illustratif en référence aux dessins annexées sur lesquels: la figure 1 est une vue générale du système en fonctionnement; et les figures 2, 3 et 4 représentent diverses parties du système à différents stades de son fonctionnement. On se réfère à la figure 1; le système est un système d'engins airsurface comprenant une plate-forme mobile sous forme d'un aéronef 1, un véhicule qui peut être guidé et qui peut être lancé de l'aéronef 1 et est sous forme d'un distributeur 3 d'engins, et un certain nombre de munitions qui peuvent être guidées, sous forme d'engins guidés 5 qui peuvent être lancés par le distributeur 3. Sur la 2859782 5 figure 1, le distributeur 3 est représenté après le lance-ment de l'aéronef 1, supporté au-dessus d'une zone cible par un parachute 7. Les engins 5 sont initialement logés dans des tubes 9 de lancement d'engins supportés par le distributeur 3, un engin 5 étant représenté sur la figure 1 jusqu'après son lancement par le distributeur 3 alors que d'autres engins 5 ont déjà atteint des cibles choisies 11 dans la zone cible. On se réfère aussi maintenant à la figure 2 qui représente le système avant le lancement du distributeur et à la figure 3 qui représente le distributeur 3 après le lancement mais avant le lancement d'un engin, l'aéronef ayant un système classique de navigation par inertie (INS) 13. Le distributeur a un sous-système 15 de guidage compre- nant un système gyroscopique 17 du type à disque ou cylindre vibrant destiné à mesurer les composantes de la vitesse angulaire du distributeur autour de trois axes orthogonaux, par exemple les vitesses de tangage, de roulis et de lacet. Par exemple, les gyroscopes utilisés sont du type à un seul axe, si bien que le système gyroscopique 17 comporte trois gyroscopes montés sur des axes perpendiculaires les uns aux autres. Il faut noter qu'aucun accéléromètre n'est utilisé dans le système de guidage du distributeur dans le cadre de la présente invention. Le distribu- teur 3 porte aussi un premier dispositif 19 de calcul destiné à utiliser les signaux échantillonnés de vitesses angulaires du système gyroscopique 17 du distributeur pour la résolution d'un ensemble d'équations différentielles reliant les vitesses angulaires aux orientations angu- laires, c'est-à-dire l'attitude et le cap du système gyroscopique 17, de manière caractéristique des systèmes embarqués à référence d'attitude et de cap. L'aéronef 1 transporte un second dispositif de calcul 21 destiné à recevoir les mesures d'attitude et de cap de l'aéronef provenant du système INS 13 de l'aéronef. Le second dispositif de calcul 21 compare ces mesures aux orientations angulaires déterminées périodiquement par le 2859782 6 premier dispositif de calcul 19, à des moments correspondants. Le second dispositif de calcul 21 utilise ces comparaisons d'abord pour créer des corrections des orientations angulaires du distributeur 3, mesurées par le premier dispositif de calcul 19, si bien que les mesures corrigées deviennent précises et le restent par rapport à une référence déterminée d'attitude et de cap. Deuxièmement, ces comparaisons sont utilisées pour l'estimation et en conséquence pour la création de corrections des décalages de zéro des gyroscopes du système gyroscopique 17 du distributeur, et de même pour l'estimation et la correction des erreurs du facteur d'échelle et éventuellement d'autres paramètres d'erreur de ces gyroscopes. Toutes ces opérations sont avantageusement réalisées dans le second dispo- sitif de calcul à l'aide d'un filtre de Kalman ou d'un algorithme semblable. Des corrections créées par le second dispositif de calcul 21 peuvent être utilisées pour le réglage des calculs du premier dispositif de calcul 19 afin que celui-ci en tienne compte. Dans une variante, le second dispositif de calcul 21 peut simplement transmettre les corrections à la sortie du premier dispositif de calcul 19. Les corrections peuvent être transmises à une mémoire 23 de données du distributeur 5 et mémorisées dans cette mémoire, et utilisées pour la correction des para- mètres gyroscopiques juste avant le lancement du distributeur, comme indiqué par l'absence de connexion entre la mémoire 23 de données et le système gyroscopique 17 de la figure 2. Dans une variante, les corrections peuvent être utilisées de manière courante, mais ceci nécessite des réglages courants de l'algorithme utilisé dans le second dispositif de calcul 21. Lorsque les opérations précitées sont réalisées, de l'énergie est transmise au distributeur 3 à un certain moment, par exemple entre 5 et 30 min avant qu'il soit lancé par l'aéronef 1. Ensuite, le distributeur 3 et les engins 5 sont alimentés par les alimentations transportées par le distributeur 3. Les calculs réalisés par le premier 2859782 7 dispositif 19 de calcul sont avantageusement initialisés à l'aide de valeurs d'attitude et de cap tirées du système INS 13 de l'aéronef. Dans une variante, ces calculs peuvent être initialisés à une référence arbitraire, les calculs étant ensuite réglés par le second dispositif 21 de calcul afin qu'ils se réfèrent à une référence déterminée d'attitude et de cap. Le second dispositif de calcul 21 fonctionne à partir du moment où le distributeur 3 est mis en fonction- nement et jusqu'au lancement du distributeur 3, et, à ce moment, il a établi avec précision l'attitude et le cap du distributeur par rapport à la référence déterminée, et il a étalonné les gyroscopes 17 du distributeur avec une précision nettement supérieure à leur précision au moment de la mise en fonctionnement. Si les mesures d'orientation angulaire transmises par le premier dispositif de calcul 19 au second dispositif de calcul 21 ne sont pas elles-mêmes synchronisées de façon convenable sur les mesures reçues du système INS 13 de l'aéronef pour que la comparaison puisse être réalisée efficacement, le second dispositif de calcul peut interpoler entre les mesures successives provenant de l'une de ces deux sources 13, 19 et former des valeurs d'orientation angulaire correspondant dans le temps aux mesures reçues depuis l'autre source. En outre, ou selon une variante, le second dispositif de calcul 21 peut examiner les vitesses angulaires mesurées par les gyroscopes 17 du distributeur et ne pas effectuer le processus de comparaison dans les périodes dans lesquelles le distributeur est déterminé comme soumis à des vitesses angulaires relativement élevées, si bien que la nécessité d'une synchronisation particulièrement précise qui serait nécessaire pour une utilisation efficace du processus de comparaison pendant ces périodes, est évitée. Dans une variante du système d'armes, le second dispositif de calcul 21 est transporté par le distributeur 3 et non par l'aéronef 1, et dans ce cas, il peut être 2859782 8 réalisé de manière qu'il reçoive des signaux d'entrée du système INS 13 de l'aéronef et qu'il possède une configuration lui permettant de continuer à appliquer des corrections aux signaux de sortie du premier dispositif de calcul 19 après le lancement du distributeur 3. Dans une autre variante du système, le système INS 13 de l'aéronef peut être réalisé afin qu'il transmette des signaux d'entrée de vitesse angulaire au second dispositif de calcul, et dans ce cas, le premier dispositif de calcul 19 n'est pas nécessaire et les signaux de sortie de vitesse angulaire du système gyroscopique 17 du distributeur sont directement appliqués au second dispositif de calcul 21. On se réfère maintenant plus précisément aux figures 3 et 4 (qui représentent un engin après le lancement) ; chacun des engins 5 a un soussystème 23 de guidage comprenant un système gyroscopique 27 à disque ou cylindre vibrant, et le distributeur 3 contient des circuits électroniques et d'interface convenables (non représentés) permettant au système gyroscopique 27 de chaque engin 5 d'être alimenté de façon continue depuis le moment où le distributeur 3 est alimenté. Le distributeur 3 comporte en outre un troisième dispositif de calcul 29 qui échantillonne les vitesses angulaires mesurées par le système gyroscopique 27 de chaque engin 5. Pour chacun des engins 5, le troisième dispositif de calcul 29 échantillonne périodiquement les vitesses angulaires mesurées par le système gyroscopique 17 du distributeur, étalonnées par le second dispositif de calcul 21, et forme la résultante de ces vitesses le long d'un axe parallèle à l'axe sensible du système gyroscopique 27 de cette munition. Le troisième dispositif de calcul 29 compare alors cette résultante à une mesure effectuée au moment correspondant par le système gyroscopique 27 de l'engin lui-même. En fonction de ces comparaisons pério- diques, le troisième dispositif de calcul 29 estime, pour chaque système gyroscopique 27 d'engin, ses décalages de zéro, ses erreurs du facteur d'échelle et éventuellement 2859782 9 d'autres paramètres d'erreur du gyroscope, et crée alors des corrections de ces-paramètres et les applique aux systèmes gyroscopiques 27 des munitions, c'est-à-dire par l'intermédiaire d'une mémoire 31 de données, d'une manière correspondant à la manière décrite précédemment en référence au second dispositif de calcul 21 et au système gyroscopique 17 du distributeur. A cet effet, une simple procédure de régression statistique convient normalement. Dans une variante, une procédure d'estimation par récur- rence peut être utilisée. Le troisième dispositif de calcul 29 est destiné à fonctionner au moins à partir du moment où les corrections d'étalonnage calculées par le second dispositif de calcul 21 ont commencé à se stabiliser et éventuellement avant ce moment, et jusqu'au lancement des engins 5. En plus de l'application des corrections précitées à chaque système gyroscopique 27 d'engin, le distributeur 3 comporte en outre un quatrième dispositif de calcul 33 destiné à charger dans chaque engin 5, avant son lancement, des valeurs instantanées d'attitude et de cap de cet engin déterminées d'après l'attitude et le cap du distributeur 3, comme cela est calculé par le premier dispositif de calcul 19 et corrigé par le second dispositif de calcul 21, et à partir de l'orientation angulaire connue de l'engin 5 par rapport au distributeur 3, avant le lancement par le distributeur 3. Ainsi, le troisième et le quatrième dispositif de calcul 29 et 33, avec leurs circuits électroniques et d'interface associés, assurent d'abord la validation du fonc- tionnement du système 25 de guidage de l'engin, dont les autres buts et détails ne concernent pas la présente invention, afin que l'attitude et le cap de l'engin soient établis avec précision par rapport à la référence déterminée, puis l'application des corrections d'étalonnage au système gyroscopique 27 de l'engin avec une précision bien supérieure à la précision obtenue lors de la mise en fonctionnement. 2859782 10 Dans une autre variante du système, les fonctions du troisième dispositif de calcul 29 peuvent être remplies par un dispositif de calcul (non représenté), porté par les engins 5 eux-mêmes. Dans ce cas, des circuits convenables électroniques et d'interface doivent être disposés afin que chaque dispositif de calcul d'engin reçoive périodiquement des mesures des vitesses angulaires mesurées par le système gyroscopique 17 du distributeur, après étalonnage par le second dispositif de calcul 21. Cependant, cela signifie normalement une reproduction superflue du troisième dispositif de calcul 29. De même, la fonction du quatrième dispositif de calcul 33 du distributeur 3 peut être remplie par un dispositif de calcul (non représenté) incorporé à chaque engin 5. Dans ce cas, c'est évidemment l'attitude et le cap instantanés du distributeur 3 plutôt que ceux de l'engin 5 qui sont transmis à l'engin 5 avant son lancement. 2859782 11 REVENDICATIONS 1. Système d'armes comprenant une plate-mobile (1) comportant un premier sous-système (13) de référence d'attitude à trois axes, et un véhicule (3) qui peut être guidé et qui peut être lancé à partir de la plate-forme (1) et comprenant un sous-système de guidage (15) comportant des gyroscopes (17), caractérisé en ce que, pendant le fonctionnement du système, les données d'attitude de la plate-forme (1) et du véhicule (3) sont comparées de façon répé- tée pendant une période antérieure au lancement du véhicule, sous forme d'une période se terminant pratiquement au moment du lancement du véhicule (3) par la plate-forme (1), et l'un au moins des facteurs choisis parmi le facteur d'échelle et le décalage de zéro donnés au moment considéré par chacun des gyroscopes (17) du sous-système de guidage (15) du véhicule est estimé et une correction voulue de ce facteur est réalisée à l'aide des différences entre les données d'attitude, révélées par la comparaison répétée, pendant une période se terminant pratiquement au moment du lancement du véhicule. 2. Système selon la revendication 1, dans lequel la plate-forme (1) est un aéronef (1). 3. Système selon la revendication 2, dans lequel le premier sous-système (13) de référence d'attitude fait partie d'un système (13) de navigation par inertie de l'aéronef (1). 4. Système selon l'une quelconque des revendications 1 à 3, dans lequel lesdites comparaisons sont effectuées par un dispositif de calcul (21) transporté par la plate- forme. 5. Système selon l'une quelconque des revendications précédentes, dans lequel les comparaisons sont réalisées sur la base d'une comparaison des orientations angulaires de la plate-forme (1) et du véhicule (3). 6. Système selon l'une quelconque des revendications 1 à 4, dans lequel les comparaisons sont réalisées sur la base des comparaisons des vitesses angulaires de la plate- 2859782 12 forme (1) et du véhicule (3). 7. Système selon l'une quelconque des revendications précédentes, dans lequel les gyroscopes (17) sont des gyroscopes fonctionnant suivant le principe d'un élément vibrant. 8. Système selon l'une quelconque des revendications précédentes, dans lequel lesdites comparaisons sont aussi utilisées pour la correction de l'attitude et du cap du véhicule (3), mesurés par le sous-système de guidage (15) du véhicule. 9. Système selon l'une quelconque des revendications précédentes, dans lequel le véhicule (3) est un distributeur (3) de munitions dont le soussystème de guidage (15) comporte un second sous-système (17) de référence d'atti- tude à trois axes, et qui transporte plusieurs munitions (5) qui peuvent être guidées et lancées par le distributeur (3) et comprenant chacune un sous-système (25) de guidage et/de stabilisation comprenant des gyroscopes (27) et, pendant le fonctionnement du système, des données d'atti- tude du distributeur (3) et de chacune des munitions (5) sont comparées de façon répétée pendant une période se terminant pratiquement au moment du lancement de la munition correspondante (5) par le distributeur (3), et l'un au moins des facteurs choisis parmi le facteur d'échelle et le décalage de zéro donné au moment considéré par chacun des gyroscopes (27) de chacun des sous-systèmes (25) de munitions est estimé et une correction voulue est réalisée à l'aide des différences entre les données d'attitude, indiquées par la comparaison répétée des données d'attitude du distributeur (3) et de chacune des munitions (5), pendant une période qui se termine pratiquement au moment du lance-ment de la munition correspondante (5). 10. Système selon la revendication 9, dans lequel les munitions (5) sont des engins guidés (5). 11. Système selon la revendication 9 ou 10, dans lequel les comparaisons des données d'attitude du distributeur (3) et des munitions (5) sont réalisées par un dispo- 2859782 13 sitif de calcul (29) transporté par le distributeur (3). 12. Système selon l'une quelconque des revendications 9 à 11, dans lequel les comparaisons des données d'attitude du distributeur (3) et des munitions (5) sont réalisées en fonction de comparaisons des vitesses angulaires du distributeur (3) et des munitions (5). 13. Système selon l'une quelconque des revendications 9 à 12, dans lequel les gyroscopes (27) des sous-systèmes (25) de guidage et/ou de stabilisation des muni- tions sont des gyroscopes (27) fonctionnant suivant le principe d'un élément vibrant. 14. Système selon l'une quelconque des revendications 9 à 13, comprenant en outre un dispositif (33) destiné à charger, à partir du distributeur (3), dans chaque munition (5), avant le lancement de cette munition (5), l'attitude et le cap de cette munition (5), déterminés par le soussystème de référence d'attitude du distributeur.