FR 2873436 A1 20060127 FR 0408036 A 20040720 Système embarqué de guidage d'un projectile et projectile équipé d'un tel système L'invention a trait aux systèmes de guidage des projectiles, tels que missiles, roquettes, obus guidés. Les systèmes connus comprennent généralement, d'une part, un dispositif d'acquisition optique sensible aux infrarouges pour l'identification de la cible, et, d'autre part, un dispositif inertiel de référencement spatial pour un guidage précis du projectile. Dans les systèmes connus, le dispositif d'acquisition optique et le dispositif inertiel sont découplés, le premier étant placé en tête du projectile, généralement derrière une fenêtre transparente aux infrarouges, tandis que le second est placé vers l'arrière du projectile. La fabrication des dispositifs d'acquisition optique et des dispositifs inertiels fait appel à des savoir-faire distincts et est, de ce fait, généralement confiée à des équipes travaillant séparément. L'implantation, de même que le réglage, des dispositifs optique et inertiel sont par conséquent effectués séparément et à des moments différents. L'invention vise à améliorer les performances des systèmes de guidage en en favorisant par ailleurs la compacité ainsi que le coût. A cet effet, l'invention propose un système embarqué de guidage d'un projectile, qui comprend: un dispositif d'acquisition optique et un dispositif inertiel de référencement spatial, dans lequel le dispositif d'acquisition optique et le dispositif inertiel sont montés groupés sur un support commun, de préférence monobloc, muni de moyens d'accrochage élastique à un bâti dudit projectile. Il en résulte une compacité accrue du système de guidage, qui peut être monté de manière modulaire en tête du projectile. Le couplage mécanique serré du dispositif d'acquisition optique et du dispositif inertiel permet de limiter l'impact des déformations structurelles du projectile sur la combinaison des mesures effectuées par ces dispositifs, autorisant une harmonisation optimale et garantie quelque soient les mouvements de la suspension. Cette harmonisation est plus particulièrement fondamentale dans le cas d'un concept de guidage s'appuyant sur une navigation inertielle recalée par des prises et traitements d'images ponctuelles au cours de la trajectoire, par opposition à une poursuite optique continue jusqu'à l'impact. Suivant un mode de réalisation, le dispositif d'acquisition optique comprend un détecteur optique placé dans une chambre secondaire, tandis que le dispositif inertiel comprend au moins un gyroscope placé dans un alvéole ménagé dans ledit support et communiquant avec la chambre secondaire, la chambre secondaire et l'alvéole étant conjointement mis au vide. De la sorte, il suffit de raccorder à la chambre secondaire - ou à l'alvéole - un unique queusot de mise au vide, d'où une économie de moyens dans la réalisation du système et, in fine, dans celle du projectile. La proximité du dispositif d'acquisition optique et du dispositif inertiel permet par ailleurs de relier le détecteur optique et le gyroscope à une carte électronique commune fixée au support, qui réalise le traitement conjoint des signaux en provenance de chacun des deux dispositifs. Suivant un mode de réalisation, le dispositif inertiel comprend trois gyroscopes montés dans trois alvéoles ménagés dans ledit support, les gyroscopes étant orientés suivant trois axes perpendiculaires deux à deux. Il est ainsi possible, par traitement des données en provenance des gyroscopes, de déduire l'orientation spatiale du projectile. Par ailleurs, le détecteur peut être monté sur une bride rigidement fixée au support, placée dans un alésage ménagé dans celui-ci. Un système de refroidissement, par exemple sous la forme d'un doigt froid, peut être monté dans la bride pour le refroidissement du détecteur. Suivant un mode de réalisation, une chambre principale annulaire est définie entre ladite bride et ledit alésage, cette chambre principale étant mise au vide et communiquant avec la chambre secondaire et avec le ou chaque alvéole. Cette chambre annulaire permet, d'une part, en étant reliée au queusot de mise au vide, de distribuer le vide dans la chambre secondaire et dans le ou les alvéoles, et, d'autre part, de réaliser l'isolement thermique entre le doigt froid et les gyroscopes. Quant au dispositif d'acquisition optique, il comprend par exemple un objectif équipé de lentilles sensibles aux infrarouges montées sur un barillet fixé rigidement audit support. Suivant un mode de réalisation, les moyens d'accrochage élastique comprennent au moins un goujon présentant une première portion rigidement fixée au support, prolongée par une seconde portion emmanchée dans un manchon élastique. De la sorte, on réduit la sensibilité du système aux accélérations et aux vibrations du projectile. Il est en outre possible de munir le dispositif de trois accéléromètres fixés sur le support, pour déduire des mesures qui en sont issues la position spatiale absolue du projectile. L'invention propose également un projectile autoguidé comprenant un corps terminé par une tête munie d'un dôme transparent aux infrarouges, et équipé d'un système de guidage tel que décrit ci-dessus, dont le support est fixé audit corps par l'intermédiaire desdits moyens d'accrochage élastique, et dont le dispositif d'acquisition optique est placé en regard dudit dôme. D'autres objets et avantages de l'invention apparaîtront à la lumière de la description faite ci-après en référence aux dessins annexés dans lesquels: - la figure 1 est une vue en perspective d'un système de guidage destiné à être monté dans un projectile; la figure 2 est une vue en coupe du système de la figure 1, suivant le plan II, monté dans un missile, et la figure 3 est une vue schématique de dessus illustrant le système des figures précédentes. Sur la figure 1 est représenté un système 1 de guidage pour un projectile 2 guidé, tel qu'un missile (comme cela est représenté sur la figure 2). 25 Le système 1 de guidage comprend un dispositif 3 d'acquisition optique et un dispositif inertiel 4 de référencement spatial. Le dispositif 3 d'acquisition optique, ci-après appelé caméra, comporte, comme cela est représenté sur la figure 2, un objectif 5 de visée comprenant un barillet 6 dans lequel sont montées des lentilles 7, 8, 9 de focalisation sensibles aux infrarouges ainsi qu'un détecteur infrarouge 10 à matrice à plan focal - également dénommé FPA (Focal Plane Array) d'après la terminologie anglo-saxonne consacrée - monté sur un socle 11 placé dans l'axe optique A commun des lentilles 7, 8, 9, qui constitue l'axe optique de l'objectif 5. Quant au dispositif inertiel 4, il comporte en l'occurrence trois gyroscopes 12, 13, 14 - qui sont ici du type vibrant - orientés suivant trois axes respectifs X, Y, Z perpendiculaires deux à deux, l'axe X du gyroscope 12 étant parallèle à l'axe optique A, tandis que les axes Y et Z des gyroscopes 13 et 14 se trouvent dans un plan perpendiculaire à l'axe optique A, comme cela est représenté sur l'ensemble des figures. Comme cela est visible sur les figures, la caméra 3 et le dispositif inertiel 4 sont montés groupés sur un support 15 commun monté à son tour sur un bâti du missile 2 (figure 2). Comme cela est visible sur la figure 2, le missile comprend un corps 16 tubulaire (qui constitue le bâti sur lequel est monté le support 15), et une tête 17 sphéroïdale - ou ovoïdale - composée d'une coiffe 18 et d'un dôme 19 réalisé dans un matériau transparent aux infrarouges. Le système 1 de guidage est monté dans le missile 2 de manière que sa caméra 3 se trouve en regard du dôme 19, l'axe optique A étant confondu avec l'axe général du missile (c'est-à-dire l'axe de révolution du corps 16 de missile). Le support 15 se présente sous la forme d'un bloc monolithique sensiblement cylindrique dans lequel sont formés trois alvéoles 20, 21, 22 périphériques dont les deux seconds 21, 22 (correspondant, comme nous le verrons, aux gyroscopes 13, 14 suivant les axes Y et Z) débouchent radialement, à l'opposé de l'axe central (confondu avec l'axe optique A), par une ouverture 23 à bord circulaire, tandis que le premier 20 (correspondant au gyroscope 12 suivant l'axe X) débouche axialement. Le support 15, qui est de préférence réalisé dans un matériau métallique, tel qu'un alliage d'aluminium, est en outre muni d'un alésage 24 central d'axe A, qui, reliant une face avant 25 et une face arrière 26 du support 15, communique avec chaque alvéole 20, 21, 22 par des canaux 27 respectifs percés radialement dans la masse du support 15. Comme cela est représenté sur les figures, un gyroscope 12, 13, 14 est monté dans chaque alvéole 20, 21, 22, l'ouverture 23 de chaque alvéole 20, 21, 22 étant fermée, de manière étanche à l'air, par un capot 28. Chaque gyroscope 12, 13, 14, orienté par rapport à son axe respectif (X, Y ou Z), est prévu pour détecter la moindre variation d'orientation angulaire du support 15 par rapport à cet axe. De l'ensemble des variations angulaires détectées par rapport aux trois axes X, Y et Z, il est possible de déduire, par calcul, l'orientation tridimensionnelle du support 15 - et par conséquent du missile 2 dans l'espace. Chaque gyroscope 12, 13, 14 est relié électriquement, par l'intermédiaire d'un connecteur 29, à une carte 30 électronique fixée au support 15 du côté de sa face arrière 26. Par ailleurs, l'objectif 5 est quant à lui monté rigidement sur le support 15, le barillet 6 comprenant une partie avant 31 conique portant les lentilles 7, 8, 9, prolongée par une partie arrière 32 cylindrique emmanchée sur une nervure 33 circulaire bordant l'alésage 24 du côté de la face avant 25 du support 15 (figure 2). Le socle 11 du détecteur 10 est quant à lui monté sur une bride 34 reçue dans l'alésage 24, et comportant un corps 35 cylindrique muni, à une extrémité avant 36, de doigts 37 radiaux espacés prenant appui sur un lamage 38 formé intérieurement dans la nervure 33, et se terminant, à une extrémité arrière 39, par une collerette 40 appliquée, de manière étanche à l'air, contre la face arrière 26 du support 15 à laquelle elle est fixée. Comme cela est visible sur la figure 2, le corps 35 de la bride 34 présente un diamètre extérieur inférieur au diamètre intérieur de l'alésage 24, de sorte qu'entre la bride 34 et l'alésage 24 est définie une chambre principale 41 annulaire qui communique, au travers d'interstices 42 entre les doigts, avec une chambre secondaire 43 délimitée conjointement par la partie cylindrique 32 du barillet 6, l'une (9) des lentilles, disposée à la jonction entre la partie cylindrique 32 et la partie conique 31 du barillet 6, et l'extrémité avant 36 de la bride 34. La chambre principale 41 est raccordée, d'une part, à un queusot (non représenté) de mise au vide et, d'autre part, aux alvéoles 20, 21, 22 par l'intermédiaire des canaux 27, de sorte que le vide règne à la fois dans la chambre principale 41, dans la chambre secondaire 43 et dans les alvéoles 20, 21, 22, tant les gyroscopes 12, 13, 14 que le détecteur 10 étant prévus pour fonctionner sous vide. Toutefois, les températures de fonctionnement des gyroscopes 12, 13, 14 d'une part, et du détecteur 10 d'autre part, sont différentes. En effet, le détecteur 10 est prévu pour fonctionner à une température inférieure à 100 degrés Kelvin (K). A cet effet, le corps 35 de la bride 34 est muni d'un alésage intérieur 44, dans lequel est monté un système de refroidissement 45, dénommé doigt froid , fonctionnant suivant le principe de Joule-Thomson, présentant une extrémité avant 46, disposée au voisinage de l'extrémité avant 36 de la bride 34, et une extrémité arrière 47, dépassant de la bride 34 du côté de la collerette 40, à laquelle est raccordée une canalisation 48 d'alimentation en azote liquide, ou de tout autre gaz cryogénique. Le diamètre extérieur du doigt froid 45 est inférieur au diamètre intérieur de l'alésage 44, de sorte qu'un interstice 49 annulaire, débouchant du côté de la collerette 40, est ménagé entre le doigt froid 45 et l'alésage 44. La structure interne du doigt froid 45, qui est, en pratique, disponible dans le commerce, ne sera pas décrite ici. Indiquons toutefois que l'azote liquide, en provenance d'un réservoir (non représenté), arrive dans le doigt froid 45 par la canalisation 48 puis s'écoule par l'extrémité avant 46 du doigt froid 45. La détente endothermique du gaz à la sortie du doigt froid 45 refroidit, à une température inférieure à 100 K, l'extrémité avant 36 de la bride 34 et, par voie de conséquence, le détecteur 10 qui lui est adjacent. L'azote détendu s'écoule sous forme gazeuse dans l'interstice 49, avant de s'échapper, à température proche de la température ambiante (c'est-à- dire aux environs de 300 K), du côté de l'extrémité arrière 39 de la bride 34. Le détecteur 10 est, comme les gyroscopes 12, 13, 14, relié électriquement à la carte électronique 30. Les données issues du détecteur 10 et des gyroscopes 12, 13, 14 sont traitées et multiplexées avant d'être communiquées, via un bus 50, à une centrale de commande (non représentée) de la trajectoire du missile 2. Les gyroscopes 12, 13, 14 sont prévus pour fonctionner à température ambiante (c'est-à-dire aux environs de 300 K), et il est à noter qu'il sont sensibles aux gradients (c'est-à-dire aux variations) de température. Le vide permet toutefois, en l'occurrence, de réaliser une double isolation thermique au sein du système 1. D'une part, le vide régnant dans la chambre principale 41 permet de réaliser une première isolation thermique entre la bride 34 et le support 15. D'autre part, le vide régnant dans les alvéoles 20, 21, 22 permet de réaliser une seconde isolation thermique entre le support 15 et les gyroscopes 12, 13, 14. De la sorte, ces derniers peuvent fonctionner dans des conditions favorables de température. Comme cela est visible sur la figure 2, le support 15 est fixé au corps 16 du missile 2 par l'intermédiaire de moyens 51 d'accrochage élastique. Ces moyens 51 d'accrochage comprennent un goujon 52 présentant, d'une part, une partie avant 53 filetée par laquelle le goujon 52 est fixé par vissage au support 15, et, d'autre part, une partie arrière 54 cylindrique emmanchée dans un manchon 55 cylindrique réalisé dans un matériau élastique tel qu'un élastomère, ce manchon 55 étant lui-même monté dans une patte 56 de fixation prévue en saillie sur le corps 16 du missile 2. Suivant un mode de réalisation illustré sur la figure 1, le support 15 comporte trois goujons 52 de ce type, disposés à 120 dans des logements 57 ménagés en creux dans le support 15, entre les alvéoles 20, 21, 22. De la sorte, le système 1 se trouve suspendu de manière élastique au sein du missile 2, de manière à pouvoir supporter les chocs violents auxquels est soumis ce dernier lors de la mise à feu et/ou de l'éjection, ainsi que les vibrations en cas d'emport. Cette suspension permet également d'amortir les vibrations du missile lors de la phase de vol, ce qui, d'une part, favorise la qualité des mesures inertielles des gyroscopes 12, 13, 14 et, d'autre part, améliore la qualité de l'image filmée par la caméra 3. Outre la compacité qui en résulte, le regroupement physique du dispositif inertiel 4 et de la caméra 3 sous la forme d'un module relativement rigide permet de coupler l'image issue de la caméra 3 et les mesures inertielles issues des gyroscopes 20, 21, 22 sans qu'il soit nécessaire d'effectuer des calculs correctifs pour compenser les déformations subies par la structure du missile (surtout en flexion et en torsion), lesquelles déformations se répercutent ordinairement sur les systèmes de guidage connus du fait de l'éloignement de la partie visuelle (située en tête) de la partie inertielle (située plutôt en queue). Habituellement, afin de compenser en partie ces déformations, on utilise tant pour les caméras que pour les dispositifs inertiels des suspensions rigides et rigoureuses du point de vue du maintien des axes. Ici, grâce à la rigidité du support 15, les déformations intrinsèques subies par le système 1 de guidage - modulaire, comme cela est exposé cidessus - sont extrêmement limitées, de sorte qu'il est envisageable de prévoir une suspension relativement souple, c'est-à-dire capable de filtrer des vibrations de fréquence moyenne et, dans l'absolu, moins rigoureuse. Cette souplesse des suspensions rend le système 1 assez peu sensible aux chocs, dans les différentes phases de son fonctionnement. La souplesse de la suspension résulte du choix du matériau dans lequel est réalisé le manchon 55 élastique. Ce choix est laissé à la libre appréciation de l'homme du métier, qui pourra conduire les essais nécessaires en fonction des divers matériaux disponibles sur le marché. De plus, l'utilisation d'une électronique commune au dispositif visuel 3 d'une part et au dispositif inertiel 4 d'autre part permet d'obtenir une meilleure synchronisation de leurs mesures respectives et, in fine, une meilleure précision dans le guidage du missile 2. Comme nous l'avons vu, les gyroscopes 12, 13, 14 permettent de connaître l'orientation spatiale tridimensionnelle du missile 2. Afin d'en connaître la position absolue, ce qui peut en effet s'avérer utile dans certains types de guidage, il est également envisageable de munir le dispositif 1 d'accéléromètres convenablement positionnés. Ainsi, en pratique, on prévoira trois accéléromètres fixés sur le support suivant trois axes perpendiculaires deux à deux (par exemple suivant les trois axes X, Y et Z). REVENDICATIONS 1. Système (1) embarqué de guidage d'un projectile (2), qui comprend: un dispositif (3) d'acquisition optique et un dispositif (4) inertiel de référencement spatial, caractérisé en ce que le dispositif d'acquisition optique (3) et le dispositif (4) inertiel sont montés groupés sur un support (15) commun muni de moyens (51) d'accrochage élastique à un bâti (16) dudit projectile (2). 2. Système selon la revendication 1, dans lequel le dispositif (3) d'acquisition optique comprend un détecteur (10) optique placé dans une chambre (43) dite secondaire, et en ce que le dispositif inertiel (4) comprend au moins un gyroscope (12, 13, 14) placé dans un alvéole (2C, 21, 22) ménagé dans ledit support (15) et communiquant avec la chambre secondaire (43), la chambre secondaire (43) et l'alvéole (20, 21, 22) étant conjointement mis au vide. 3. Système selon la revendication 2 ou 3, dans lequel le détecteur optique (10) et le gyroscope (12, 13, 14) sont reliés à une carte électronique (30) commune fixée au support (15). 4. Système selon la revendication 2 ou 3, dans lequel le dispositif (4) inertiel comprend trois gyroscopes (12, 13, 14) montés dans trois alvéoles (20, 21, 22) ménagés dans ledit support (15), et or:_entés suivant trois axes (X, Y, Z) respectifs perpendiculaires deux à deux. 5. Système selon la revendication 4, dans lequel les axes (Y, Z) de deux des gyroscopes (13, 14) s'étendent dans un plan perpendiculaire à un axe optique (A) du dispositif (3) d'acquisition optique. 6. Système selon l'une des revendications 2 à 5, dans lequel le détecteur (10) est monté sur une bride (34) rigidement fixée au support (15). 7. Système selon la revendication 6, dans lequel la bride (34) est placée dans un alésage (24) ménagé dans ledit support (15). 8. Système selon la revendication 7, dans lequel une chambre principale (41) annulaire est définie entre ladite bride (34) et ledit alésage (24). 9. Système selon la revendication 8, dans lequel ladite chambre principale (41) est mise au vide et communique avec la chambre secondaire (43) et avec le ou chaque alvéole (20, 21, 22). 10. Système selon l'une des revendications 7 à 9, qui comprend un système de refroidissement (45) monté dans ladite bride (34). 11. Système selon l'une des revendications 1 à 10, dans lequel le dispositif (3) d'acquisition optique comprend un objectif (5) équipé de lentilles (7, 8, 9) montées sur un barillet (6) fixé rigidement audit support (15). 12. Système selon la revendication 11, dans lequel lesdites lentilles (7, 8, 9) sont sensibles aux infrarouges. 13. Système selon l'une des revendications 1 à 12, dans lequel ledit support (15) est monobloc. 14. Système selon l'une des revendications 1 à 13, dans lequel les moyens (51) d'accrochage élastique comprennent au moins un goujon (52) présentant une première partie (53) rigidement fixée au support (15), prolongée par une seconde partie (54) emmanchée dans un manchon (55) élastique. 15. Système selon l'une des revendications 1 à 14, 5 comprenant en outre trois accéléromètres fixés sur le support (15). 16. Projectile (2) autoguidé comprenant un corps (16) terminé par une tête (17) munie d'un dôme (19) transparent aux infrarouges, et équipé d'un système de guidage (1) selon l'une des revendications 1 à 15, dont le support (15) est fixé audit corps (16) par l'intermédiaire de ses moyens (51) d'accrochage élastique, et dont le dispositif (3) d'acquisition optique est placé en regard dudit dôme (19).