FR 2879753 A1 20060623 FR 0413713 A 20041222 DOMAINE TECHNIQUE GENERAL La présente invention concerne les munitions guidées ou de type missile comportant un autodirecteur (AD). De telles munitions comportent 5 principalement une centrale inertielle, un récepteur GPS et des gouvernes permettant de contrôler la trajectoire de la munition et son roulis. Plus précisément, elle concerne les munitions du type missile comportant un autodirecteur (AD) radar du type radar à synthèse d'ouverture SAR (Synthetic Aperture Radar). ETAT DE L'ART L'utilisation d'un autodirecteur muni d'un radar en mode à synthèse d'ouverture SAR (Synthetic Aperture Radar) permet un guidage de précision métrique tout temps d'une munition sur une cible en environnement complexe, et ce même en présence de fortes précipitations. Le guidage radar en mode radar à synthèse d'ouverture SAR est connu de l'homme du métier. II s'agit principalement de l'utilisation d'un radar à visée latérale pourvu d'un dispositif spécial de traitement des signaux rétrodiffusés, permettant d'améliorer la résolution géométrique de l'image selon l'axe parallèle à la trajectoire du porteur du radar, en superposant les échos successifs d'un même point identifiés par leur effet Doppler. Pour que la détection SAR soit possible, il faut un angle de strabisme (ou angle de squint selon la terminologie anglo-saxonne généralement utilisée par l'homme du métier) entre la direction de propagation des ondes radar et le vecteur vitesse du porteur. Le déplacement de la munition procure une information exploitable assimilable à des mesures Doppler. C'est pourquoi la détection SAR est avantageusement utilisée pour une observation de la Terre dans des porteurs du type avion de reconnaissance ou satellite artificiel. Le porteur a dans ces cas une trajectoire bien définie et régulière. L'angle de squint est proche de 90 , ce qui est la configuration idéale. Cependant, la détection SAR induit des contraintes importantes sur la trajectoire d'une munition du type missile comportant un autodirecteur (AD) lors de l'acquisition du signal radar, puisque le missile doit se diriger vers la cible qu'il observe. La figure 1 montre schématiquement la projection dans un plan horizontal de la trajectoire 5 d'un missile 1 vers une cible 2 (également 5 appelé point d'impact désiré PID). On rappelle que pour permettre une détection SAR, il faut qu'il y ait, durant la prise d'image, un angle a de squint minimum dans le plan horizontal entre d'une part le vecteur vitesse 3 du missile 1 et d'autre part la droite de détection radar 4 entre le missile 1 et la cible 2. Par conséquent, le vecteur vitesse 3 du missile 1 ne peut pas être orienté vers la cible 2 durant la prise d'image. Il faut cependant également bien entendu que la cible 2 soit d'une part visible par le missile 1 lors de la prise d'image et d'autre part que le missile se déplace vers la cible. L'angle de squint a ne doit pas être trop important. La visualisation de la cible est compliquée par les incertitudes sur la position relative entre le missile 1 et la cible 2. Ces erreurs sont dues à la combinaison des erreurs de désignation de la cible 2 et des erreurs de localisation du missile 1 en position et en attitude. La trajectoire 5 correspond à la phase terminale du trajet du missile entre la première acquisition de signal radar et l'impact. La trajectoire 5 peut être divisée en deux parties 51 et 52. La partie 51 correspond à la phase durant laquelle le missile peut prendre des images. La partie 52 correspond à la phase durant laquelle il devient nécessaire de rejoindre la position estimée de la cible 2. En raison du besoin en squint, il devient durant cette phase difficile voire impossible de prendre des images de la cible estimée. Après la partie 51, il n'est quasiment plus possible de prendre des images centrées sur la cible estimée, mais il peut être intéressant de prendre des images en visant d'autres points au sol, compatibles de la rejointe de la cible 2 par le missile 1. Ces points au sol sont décalés par rapport à la cible mais si la munition connaît la position relative de ces points par rapport à la cible estimée, cela peut permettre d'améliorer la précision à l'impact. Durant toute la trajectoire entre le largage et la phase terminale précédant la trajectoire 5, il est possible que les erreurs de navigation fassent dériver l'estimation de la position du missile. La possibilité de recaler les erreurs de vitesse de la navigation grâce au signal radar peut être mise en oeuvre durant la partie 51. Le dilemme entre le besoin de viser la cible estimée et le besoin d'une trajectoire assurant l'angle de squint est traitable par l'utilisation d'un AD mobile à deux axes de débattements qui découple la vitesse du missile de l'orientation de l'antenne radar. Les missiles à autodirecteurs SAR de l'art antérieur permettant d'avoir à la fois un angle de squint suffisant et une prise d'image correcte sont complexes et onéreux. PRESENTATION DE L'INVENTION L'invention propose de pallier au moins un des inconvénients des missiles de l'art antérieur. A cet effet, l'invention propose un missile équipé d'un autodirecteur comportant une antenne d'un radar à synthèse d'ouverture présentant une direction principale de détection, caractérisé en ce que l'antenne est agencée par rapport au missile de sorte que la direction principale de l'antenne est fixe par rapport au missile et décalée d'un angle constant par rapport à un axe longitudinal du missile. L'invention est avantageusement complétée par les caractéristiques 25 suivantes, prises seules ou en une quelconque de leur combinaison techniquement possible: - l'angle de décalage entre la direction principale de l'antenne et l'axe longitudinal du missile est compris entre 5 et 35 , préférentiellement sensiblement égal à 10 ; - le missile comporte en outre des moyens aptes à faire varier la surface émettrice/réceptrice de l'antenne, de sorte que le champ de détection de l'antenne varie également; - l'antenne est une antenne à fentes; - le missile comporte en outre des moyens aptes à commander des gouvernes du missile pour modifier l'angle de roulis du missile; L'invention concerne également un procédé de guidage et de pilotage d'un missile selon l'invention. Le procédé de guidage et de pilotage est caractérisé en ce qu'il comporte une étape selon laquelle on effectue une prise d'image grâce à l'antenne, l'antenne étant agencée par rapport au missile de sorte que la direction principale de l'antenne est fixe par rapport au missile et décalée d'un angle constant par rapport à un axe longitudinal du missile. Le procédé est avantageusement complété par les étapes suivantes, prises seules ou en une quelconque de leur combinaison techniquement possible: on décale la direction principale de l'antenne de l'axe longitudinal du missile d'un angle sensiblement égal à l'angle de squint minimum; - on fait varier la surface émettrice/réceptrice de l'antenne de sorte que le champ de détection de l'antenne varie également; - on fait varier l'angle de roulis du missile pour obtenir une meilleure visée de la cible ou pour affiner la pente du missile; - on utilise des données de détection du radar pour recaler les 20 erreurs en vitesse de navigation du missile; on utilise des informations d'écartométrie radar afin d'améliorer la position relative de l'image radar reconstituée par rapport au missile; on déclenche la phase de prises d'image dès que l'autodirecteur détecte un signal dont le rapport signal à bruit dépasse un seuil donné ; - on effectue une phase de recalage des erreurs d'altitude entre le missile et le sol avant la prise d'image, afin d'optimiser la probabilité de visualiser la cible dans l'image; et - lorsque les prises d'image de la cible ne sont plus possibles, on prend des images d'autres points au sol, la position relative de ces points 30 par rapport à la position estimée de la cible étant par ailleurs connue. L'invention présente de nombreux avantages. Un missile comportant une tête chercheuse sans axe de débattement par rapport au missile est fiable et économique. 2879753 5 Le missile est facile à fabriquer. II est facile à guider et piloter. PRESENTATION DES FIGURES D'autres caractéristiques, buts et avantages de l'invention ressortiront de la 5 description qui suit, qui est purement illustrative et non limitative, et qui doit être lue en regard des dessins annexés sur lesquels: - la figure 1, déjà en partie commentée, représente schématiquement la projection dans un plan horizontal des vecteurs vitesse d'un missile sur une trajectoire vers une cible ainsi que les axes passant par le missile et la 10 cible; - la figure 2 représente schématiquement la disposition d'une direction principale d'une antenne dans un missile selon l'invention; - la figure 3 représente schématiquement la projection des vecteurs vitesse dans un plan vertical contenant l'axe missile/cible pour deux pentes différentes; et - la figure 4 représente schématiquement la projection dans le plan transverse à l'axe missile/cible du roulis pour deux angles d'incidence. Sur les figures, les éléments similaires portent des références numériques identiques. DESCRIPTION DETAILLEE La figure 2 montre qu'un missile 1 selon l'invention est principalement équipé d'un autodirecteur comportant une antenne 7 d'un radar à synthèse d'ouverture. L'antenne 7 présente une direction 70 principale de détection, 25 correspondant à la direction du lobe principal de l'antenne. L'antenne 7 est agencée par rapport au missile 1 de sorte que la direction principale 70 de l'antenne est d'une part fixe par rapport au missile, et d'autre part décalée d'un angle de décalage R constant par rapport à un axe longitudinal 6 du missile 1. Par construction, on fixe l'angle de décalage R à une valeur supérieure à l'angle de squint minimal. On guide en attitude le missile de sorte que l'antenne vise la cible estimée en respectant l'angle de squint. Cela induit une trajectoire 5 du missile avec un maximum de chances d'une bonne correction. Ainsi, l'angle f3 de décalage entre la direction 70 principale de l'antenne et l'axe longitudinal 6 du missile est supérieur ou sensiblement 5 égal à l'angle de squint minimal permettant d'obtenir une image de résolution satisfaisante. L'angle [3 a une valeur comprise entre 5 et 35 , préférentiellement sensiblement égale à 10 . Dans la suite de la présente description, on appelle /3 l'angle de décalage et /3H le projeté de cet angle dans un plan horizontal. La figure 2 montre que lorsque le missile est en navigation sur sa trajectoire 5, l'angle a de squint instantané est égal à l'angle de décalage f3H auquel s'ajoute un angle y de dérapage du missile 1 sur sa trajectoire 5. L'angle y de dérapage traduit le fait que le vecteur vitesse 3 du missile n'est pas exactement confondu avec l'axe 6 du missile. pH est l'angle de décalage de l'axe 70 de l'antenne par rapport à l'axe du missile dans le plan horizontal. C'est la partie f3H de l'angle f3 qui participe à l'angle de squint, avec le dérapage y pour complément. L'angle y est souvent supérieure à zéro mais avec des valeurs faibles, ce qui participe tout de même dans le bon sens au squint. L'angle y peut 20 bien entendu être nul à des instants donnés. On a alors: a=JJH L'angle de roulis du missile est contrôlé en sorte que 13H soit sensiblement égale à R. C'est pour cette raison que par construction f3 est 25 fixé à une valeur supérieure à l'angle de squint minimal. Un procédé de guidage d'un missile selon l'invention utilise des lois de guidage et de pilotage qui asservissent la position de l'axe 6 de la munition dans l'espace de sorte que l'axe principal 70 de l'antenne vise une zone contenant la cible 2 durant la phase de prises d'image. Ce mode de guidage/pilotage en visée permet à la fois d'assurer la présence de la cible 2 dans le lobe principal de l'antenne 7 et de maintenir l'angle a de squint durant l'acquisition du signal radar. La figure 1, déjà partiellement commentée, représente un exemple de trajectoire 5 d'un missile 1 vers une cible 2. Sur la figure 1, le vecteur vitesse 3 est parallèle à l'axe 6 du missile 1. La trajectoire 5 correspond à la phase terminale du missile entre la 5 première acquisition de signal radar et l'impact. La partie 51 correspond à la phase durant laquelle on peut prendre des images. La partie 52 correspond à la phase durant laquelle il devient nécessaire de rejoindre la position estimée de la cible 2. En raison du besoin en squint, il devient durant cette phase difficile voire impossible de prendre des images de la cible estimée. La position 11 du missile 1 correspond à la première acquisition du signal radar (image). La position 12 du missile 1 correspond à la dernière acquisition du signal radar (image) et correspond à la transition entre la 15 première et la deuxième partie. A une position 11 du missile 1 sur la première partie 51 de la trajectoire 5, l'angle de squint al est mesuré entre le vecteur vitesse 31 et l'axe 41 missile 1 - cible 2. L'axe 41 est confondu avec l'axe 70. Préférentiellement, durant la première partie 51 de la trajectoire, on utilise une loi de visée en attitude sur coordonnées, avec un contrôle de l'angle de roulis. A une position 12 du missile 1 avant son entrée sur la deuxième partie 52 de la trajectoire 5, l'angle de squint a2 est mesuré entre le vecteur vitesse 32 et l'axe 42 missile 1 - cible 2. L'axe 42 correspond encore à l'axe 70. Globalement, le guidage/pilotage du missile consiste à asservir son attitude de sorte que la direction de l'antenne radar soit dirigée sur la cible estimée, et que le roulis du missile soit commandé tel que la munition respecte l'angle de squint minimal durant la partie 51 de la trajectoire terminale (ce qui conduit la munition à suivre la trajectoire 51). Préférentiellement, durant la deuxième partie 52 de la trajectoire, on utilise une loi de navigation proportionnelle par exemple. L'angle d'approche du vecteur vitesse par rapport à l'horizontale est compris entre 20 et 45 par exemple. L'angle du vecteur vitesse par rapport à la verticale à l'impact est compris entre 70 et 45 par exemple. Les lois de guidage/pilotage sont connues de l'homme du métier et ne sont pas décrites plus en détail dans la suite de la présente description. De plus, d'autres lois de guidage/pilotage que celles mentionnées ici sont possibles. Les critères avantageusement utilisés comme critères de fin de poursuite sont comme suit. L'angle de squint instantané doit être inférieur à l'angle de squint minimal, soit environ 10 . L'angle de vue de la cible 2 doit être supérieur à environ 45 . La cible vraie doit être située hors du lobe principal de l'antenne 7. Le missile doit rejoindre la cible estimée. Par ailleurs, le missile comporte en outre préférentiellement des moyens aptes à faire varier la surface émettrice/réceptrice de l'antenne 7. Le champ de détection de l'antenne varie également. Ainsi, on peut diminuer la surface de l'antenne au début de la première 51 partie de la trajectoire 5 pour avoir un lobe principal très large. On augmente les chances de repérage de la cible 2, dans le cas où des imprécisions sur la position du missile 1 par rapport à la cible 2 sont importantes. Les imprécisions peuvent être dues à une mauvaise désignation de la cible, et/ou de fortes erreurs de localisation du missile 1 en position et en attitude dues par exemple à un brouillage du GPS et à une dérive du missile sur la trajectoire entre le largage et la première image en position 11. Une fois la cible 2 repérée, on augmente la surface de l'antenne pour obtenir une détection plus fine de ladite cible. Plusieurs types d'antennes SAR sont utilisables, mais avantageusement, l'antenne 7 est une antenne à fentes. La largeur du lobe principal de l'antenne est par exemple sensiblement égale à 7.5 et la portée radar en début de recherche est par exemple de 2500 m. On rappelle que le missile comporte avantageusement des moyens aptes à commander des gouvernes du missile pour modifier notamment l'angle de roulis du missile sur la trajectoire. On peut obtenir une meilleure visée de la cible ou affiner la pente du missile. L'utilisation de l'angle de roulis du missile 1 permet d'accroître ou d'affiner la zone 8 visualisée au sol. L'asservissement de la direction de visée du missile correspond alors à un système en coordonnée polaire dont la variable est le roulis de la munition. La figure 3 montre que le roulis peut aussi être utile à ajuster une pente de la munition. Il est possible d'affiner la pente du missile en choisissant le couple (incidence de la munition, roulis) permettant de tenir l'angle de squint désiré et la pente désirée E1 ou E2. Le choix de la pente facilite la formation de la trajectoire et évite d'avoir à compenser les erreurs verticales durant la partie 52 de la trajectoire. On a donc les contraintes: RH + y > angle de squint minimum; OH étant une fonction du couple (R, roulis), et la pente étant une fonction de 15 l'incidence de la munition. La figure 4, montre que le roulis d peut également servir à contrôler l'altitude du missile et son incidence. Les techniques de contrôle du roulis et leurs influences sur la trajectoire sont connues de l'homme de l'art. Avantageusement, on utilise en outre des données de détection du radar pour recaler les erreurs en vitesse de navigation du missile. De même, on utilise des informations d'écartométrie radar afin d'améliorer la position relative de l'image radar reconstituée par rapport au missile. Préférentiellement, on déclenche la phase de prises d'image dès que l'autodirecteur détecte un signal dont le rapport signal à bruit dépasse un seuil donné. Avantageusement, on effectue une phase de recalage des erreurs d'altitude entre le missile et le sol avant la prise d'image, afin d'optimiser la 30 probabilité de visualiser la cible 2 dans l'image. Après la partie 51, il n'est plus possible de prendre des images centrées sur la cible estimée, mais il peut être intéressant de prendre des images en visant d'autres points au sol, compatibles de la rejointe de la cible par la munition. Ces points au sol sont décalés par rapport à la cible mais si la munition connaît la position relative de ces points par rapport à la cible estimée, cela permet d'améliorer la précision à l'impact. 11 REVENDICATIONS 1. Missile (1) équipé d'un autodirecteur comportant une antenne (7) d'un radar à synthèse d'ouverture présentant une direction (70) principale de détection, caractérisé en ce que l'antenne est agencée par rapport au missile de sorte que la direction principale de l'antenne est fixe par rapport au missile et décalée d'un angle ((i) constant par rapport à un axe longitudinal (6) du missile. 2. Missile selon la revendication 1, dans lequel l'angle de décalage entre la direction principale de l'antenne et l'axe longitudinal (6) du missile est compris entre 5 et 35 , et préférentiellement sensiblement égal à 10 . 3. Missile selon la revendication 1 ou 2, comportant en outre des moyens 15 aptes à faire varier la surface émettrice/réceptrice de l'antenne (7), de sorte que le champ de détection de l'antenne varie également. 4. Missile selon la revendication 3, dans lequel l'antenne est une antenne à fentes. 5. Missile selon l'une des revendications 1 à 4, comportant en outre des moyens aptes à commander des gouvernes du missile pour modifier l'angle de roulis du missile et aussi la trajectoire du missile. 6. Procédé de guidage et de pilotage d'un missile équipé d'un autodirecteur vers une cible, l'autodirecteur comportant une antenne (7) d'un radar à synthèse d'ouverture présentant une direction (70) principale de détection, caractérisé en ce qu'il comporte une étape selon laquelle on effectue des prises d'image grâce à l'antenne, l'antenne étant agencée par rapport au missile de sorte que la direction principale de l'antenne est fixe par rapport au missile et décalée d'un angle constant ((3) par rapport à un axe longitudinal (6) du missile. 7. Procédé selon la revendication 6, dans lequel on décale la direction principale de l'antenne de l'axe longitudinal (6) du missile d'un angle compris entre 5 et 35 et sensiblement égal à 10 . 8. Procédé selon la revendication 6 ou 7, dans lequel on asservit l'attitude du missile de sorte que la direction de l'antenne du radar soit dirigée sur la position estimée de la cible, et que le roulis du missile soit commandé tel que la munition respecte l'angle de strabisme minimal pendant les prises d'image. 9. Procédé selon l'une des revendications 6 à 8, dans lequel on fait varier la surface émettrice/réceptrice de l'antenne (7) de sorte que le champ de détection de l'antenne varie également. 10. Procédé selon l'une des revendications 6 à 9, dans lequel on utilise des données de détection du radar pour recaler les erreurs en vitesse de navigation du missile. 11. Procédé selon l'une des revendications 6 à 10, dans lequel on utilise des informations d'écartométrie radar afin d'améliorer la position relative de l'image radar reconstituée par rapport au missile. 12. Procédé selon l'une des revendications 6 à 11, dans lequel on 25 déclenche la phase de prises d'image dès que l'autodirecteur détecte un signal dont le rapport signal à bruit dépasse un seuil donné. 13. Procédé selon l'une des revendications 6 à 12, dans lequel on effectue une phase de recalage des erreurs d'altitude entre le missile et le sol avant la prise d'image, afin d'optimiser la probabilité de visualiser la cible (2) dans l'image. 14. Procédé selon l'une des revendications 6 à 13, dans lequel, lorsque les prises d'image de la cible ne sont plus possibles, on prend des images d'autres points au sol, la position relative de ces points par rapport à la position estimée de la cible étant par ailleurs connue.