FR 2694390 A1 19940204 FR 9209291 A 19920728 PROCEDE DE COMMANDE D'UN MISSILE MINIMISANT SA DISTANCE DE PASSAGE PAR RAPPORT A UNE CIBLE AGILE, ET DISPOSITIF DE MISE EN OEUVRE La présente invention se rapporte à un procédé de commande d'un missile minimisant sa distance de passage par rapport à une cible agile, et à un dispositif de mise en oeuvre de ce procédé. L'invention s'adresse en particulier, mais non exclusivement, aux missiles téléguidés et/ou autoguidés volant à des vitesses pouvant varier dans une large gamme de vitesses et équipés de capteurs inertiels. De façon classique, les lois de guidage de tels missiles élaborent une commande exprimée en une valeur donnée d'accélération (ou de facteur de charge - "load factor" en anglais c'est à dire le nombre de G du missile) transformée ensuite par un autopilote interne au missile en une commande physique, à savoir la commande des actionneurs (gouvernes ou impulseurs) du missile. Comme dans tout problème d'asservissement, on est toujours amené, dans ce contexte, à rechercher un compromis entre bonne robustesse et réaction suffisamment rapide du guidage, la robustesse étant définie comme un fonctionnement de l'asservissement demeurant correct dans des limites acceptables et définies, même en présence de perturbations, erreurs de modélisation, erreurs de mesure,... et c'est donc aussi la résistance aux perturbations. Le but de l'autopilote est de désensibiliser la boucle de guidage, dont il fait partie, vis-à-vis des variations du comportement aérodynamique du missile au cours du vol, et donc de procurer au guidage une robustesse suffisante lorsque la commande de guidage est peu ou pas adaptative, ce qui peut par exemple se présenter lorsque les moyens de traitement mettant en oeuvre le guidage ont des performances limitées ou sont des dispositifs analogiques. L'inconvénient de l'augmentation de la robustesse procurée par l'autopilote est une sollicitation accrue des actionneurs du missile au détriment d'une recherche de leur efficacité. Or, les cibles visées par les missiles tendent à devenir très agiles. II faut alors optimiser la commande des actionneurs des missiles, d'autant plus que des saturations peuvent survenir (limitations mécaniques des actionneurs, manoeuvrabilité maximale des missiles,...). Les lois de guidage connues ne permettent pas, au travers de l'auto pilote, d'obtenir une telle optimisation de la commande des actionneurs, et ne permettent donc pas de minimiser la distance de passage des missiles par rapport à ces cibles agiles. La présente invention a pour objet un procédé de commande de missiles, permettant de minimiser ladite distance de passage en optimisant l'emploi des actionneurs du missile, sans augmenter sensiblement le coût des missiles, et elle a pour objet un dispositif de mise en oeuvre de ce procédé, dispositif qui soit le plus simple et le moins onéreux possible. Le procédé conforme à l'invention consiste à optimiser de façon conjointe les problèmes du mouvement propre du missile et de la cinématique d'interception en élaborant directement les commandes des actionneurs du missile à partir des informations concernant les grandeurs inertielles (accélérations, mouvements angulaires...) liées au missile, la cinématique relative missile/cible et le modèle aérodynamique du missile. L'utilisation du modèle aérodynamique permet d'adapter la commande de guidage vis à vis des variations du comportement du missile au cours du vol. Le dispositif de mise en oeuvre du procédé de l'invention comporte un calculateur unique dont les différentes entrées sont respectivement reliées par liaison filaire ou par propagation dans l'air d'ondes électromagnétiques, à des capteurs inertiels du missile, à des capteurs de la cinématique du missile et de la cible, et à un circuit de mémorisation de modèle aérodynamique du missile, la sortie de ce calculateur étant reliée aux actionneurs du missile. Ce dispositif permet donc d'augmenter l'efficacité des actionneurs du missile à coût égal, ou d'en diminuer le coût pour une efficacité donnée. L'invention sera mieux comprise à la lecture de la description détaillée d'un mode de réalisation, pris à titre d'exemple non limitatif et illustré par le dessin annexé sur lequel - la figure 1 est un bloc-diagramme d'un dispositif de guidage de missiles connu, et - la figure 2 est un bloc-diagramme d'un dispositif de guidage de missiles conforme à l'invention. Le dispositif de guidage connu de la figure 1 comporte, à bord du missile, un premier calculateur 1 (calculateur de pilotage) commandant des actionneurs 2 agissant sur le missile lui-même, symbolisé en 3. Ce missile peut avoir un comportement aérodynamique non stationnaire au cours du vol (par exemple dans le cas de grandes variations de vitesse) non linéaire en fonction du Mach, de l'angle de braquage des gouvernes du missile, ou de l'incidence du missile, et peut être instable à vitesse élevée. Des capteurs (non représentés) de fonctionnement des actionneurs 2 (à comportement non linéaire et domaine d'action borné), fournissant des paramètres MA tels que l'angle de braquage et la vitesse de braquage de gouvernes, sont reliés au calculateur 1.Des capteurs inertiels 4, fournissant la vitesse angulaire mesurée Q m du missile (dont la vitesse angulaire réelle est notée fl ex) et son accélération mesurée Y m (l'accélération réelle étant notée Y ex), sont également reliés au calculateur 1. Un deuxième calculateur 5 (calculateur de guidage) est relié à des capteurs de poursuite cinématique 6 (disposés dans l'unité de tir au sol UT en téléguidage ou dans l'autodirecteur à bord du missile AD en autoguidage) du missile, et de la cible. Le calculateur 5 est disposé soit à bord du missile, soit dans la station de conduite de tir au sol, et élabore des ordres d'accélération Y co qu'il transmet au calculateur 1. Le calculateur 5 est relié, via des interfaces appropriées, au calculateur 1.Les capteurs 6 transmettent au calculateur 5 les valeurs suivantes (ou des combinaisons d'au moins certaines d'entre elles) : e (écarts angulaires ou métriques de guidage du missile par rapport à la ligne de visée de la cible), DM (distance unité de tir - missile) et DB (distance unité de tir - cible ou distance missile-cible) et, le cas échéant, o (vitesse angulaire de l'axe de pointage de la cible ou mesures de codeurs angulaires liés à l'axe de pointage). Ces capteurs permettent ainsi au calculateur 5 de déterminer la cinématique relative missile/cible. En mode téléguidage par l'unité de tir, cette dernière poursuit la cible et fournit donc des mesures écartométriques missile/cible (e), télémétriques (DM, DB), ainsi que, le cas échéant, des mesures du mouvement de son axe de pointage ( (o) En mode autoguidage par l'autodirecteur du missile, c'est cet autodirecteur qui poursuit la cible et qui fournit des mesures d'écart angulaire (e) axe missile/axe de pointage autodirecteur, des mesures télémétriques (distance missile/cible) ainsi que des mesures du mouvement de son axe de pointage (Q). Ainsi, le calculateur 5 ne peut agir directement sur les actionneurs 2. Le calculateur 5 fournit ses ordres Y co à cadence relativement lente, par exemple quelques dizaines de Hz, alors que le calculateur 1 fournit ses ordres Aco à cadence relativement rapide, par exemple quelques centaines de Hz. On a représenté en figure 2 le bloc-diagramme du dispositif de guidage conforme à l'invention. Sur cette figure 2, les mêmes éléments que ceux de la figure 1 sont affectés des mêmes références numériques. Dans le dispositif de la figure 2, en particulier les éléments 2, 3, 4 et 6 sont les mêmes que dans le dispositif de la figure 1. Par contre, les calculateurs 1 et 5 sont remplacés par un calculateur unique 7, qui est relié aux capteurs 4 et 6 et aux actionneurs 2. Ce calculateur 7 peut être soit dans l'unité de tir au sol, soit à bord du missile. En outre, le calculateur 7 est relié à un dispositif 8 lui fournissant un modèle aérodynamique du missile. Ce modèle, le plus précis possible, du comportement aérodynamique du missile est élaboré à partir de mesures effectuées en soufflerie sur ce même missile. Ces mesures consistent à relever les réactions du missile pour différentes valeurs de la vitesse de l'air de la soufflerie, de la position angulaire du missile par rapport à la direction de cet air soufflé, et de la position angulaire des actionneurs du missile. On obtient ainsi un certain nombre de points, par exemple au total quelques centaines à quelques milliers, selon le type de missile, et on effectue une interpolation entre ces points de mesure, par exemple à l'aide d'équations analytiques connues en soi.Ce modèle permet d'anticiper les réactions du missile en réponse aux commandes des actionneurs et il permet de compenser en toutes situations le comportement dynamique, même instable, du missile et de rendre sa commande adaptative aux conditions de vol. Ce modèle est mémorisé dans une mémoire que le calculateur 7 consulte à chaque cycle de calcul (quelques centaines de Hz par exemple). A chaque cycle, le calculateur 7, connaissant les conditions instantanées de vol correspondant aux informations reçues des capteurs 4 et 6 et MA, calcule la commande des actionneurs 2 après examen par extrapolation (simulation) de la réaction du missile en utilisant le modèle aérodynamique 8, de manière à viser, à chaque dit cycle de calcul, la minimisation de la distance de passage par rapport à une cible. Le modèle aérodynamique 8 peut être linéaire (en fonction du Mach ou de l'angle de braquage des gouvernes ou de l'incidence du missile)ou non. Dans les cas d'un modèle linéaire, la loi de commande des actionneurs peut utiliser des méthodes d'optimisation LQG (Linéaire Quadratique Gaussienne) connues en soi, permettant de calculer lors de la conception du matériel des gains de commande par retour d'état, voir par exemple : "Applied Optimal Control" de Bryson et Ho aux Editions Hemisphere Publishing Co, 1975 ou bien : "L inear Optimal Control Systems" de Kwakernaak et Sian aux Editions Wiley Interscience, 1972. Dans le cas d'un modèle non linéaire, on peut utiliser des méthodes de commande prédictive calculant en temps réel les commandes des actionneurs 2 par simulation, comme précisé cidessus. Ces méthodes sont par exemple du type de celles décrites dans "Commande Numérique des Systèmes" (Applications aux engins mobiles et aux robots) de Fargeon, aux Editions Masson, 1986, et en particulier le Chapitre 4 "commande par modèle interne". La commande optimale des actionneurs 2 du missile est ainsi élaborée à partir des informations suivantes - la mesure de la cinématique relative missile/cible par les capteurs 6 (écartométrie, métrique ou angulaire, télémétrie DM et DB ou distance missile-cible et position ou vitesse angulaire Cd de l'axe pointage poursuivant la cible), ce qui permet d'estimer le mouvement de la cible et le mouvement relatif du missile, - les mesures Y m et fl m des capteurs inertiels 4 du missile (capteurs de composantes gyrométriques et accélérométriques), permettant d'estimer l'évolution propre du missile.A défaut de disposer d'un accéléromètre longitudinal du missile, I'accélération correspondante peut être déduite d'une loi d'évolution connue et programmée dans le calculateur 7, - les mesures MA des paramètres de fonctionnement des actionneurs 2 du missile, qui permettent de compenser le comportement dynamique de ces actionneurs. A défaut de disposer de la totalité ou partie des mesures MA, le fonctionnement des actionneurs 2 peut être déduit d'un modèle d'évolution connu et programmé dans le calculateur 7 et, - le modèle 8 détaillé ci-dessus. Le procédé de l'invention, permettant l'optimisation globale de la commande du missile, n'établit donc plus de différence entre le pilotage classique ("control" en anglais), qui consiste à contrôler les mouvements du missile autour de son centre de gravité, et le guidage classique ("guidance" en anglais), qui est la commande de la position du centre de gravité du missile dans l'espace. REVENDICATIONS 1. Procédé de commande d'un missile minimisant sa distance de passage par rapport à une cible agile, caractérisé par le fait que l'on élabore les commandes des actionneurs (2) du missile directement à partir des informations concernant : la cinématique relative missile/cible (e, DM, DB, t3 ), le mouvement propre du missile (Y m et fl o et le modèle aérodynamique du missile (8). 2. Procédé selon la revendication 1, caractérisé par le fait que la cinématique relative missile/cible est déterminée à partir de mesures inertielles et de mesures écartométriques (e) et télémétriques (DM, DB, et le cas échéant X ) en mode téléguidage. 3. Procédé selon la revendication 1, caractérisé par le fait que la cinématique relative missile/cible est déterminée à partir de mesures inertielles, de mesures de l'autodirecteur du missile (e, (o , distance missile/cible) en mode autoguidage. 4. Procédé selon la revendication 3, caractérisé en ce que l'autodirecteur fournit : des mesures d'écart angulaire (e) axe missile/axe de pointage autodirecteur, des mesures télémétriques (distance missile/ciblet ainsi que des mesures du mouvement de son axe de pointage ((o). 5. Procédé selon l'une des revendications précédentes, caractérisé par le fait que le mouvement propre du missile est déterminé à partir de mesures inertielles (Y m et n nj. 6. Procédé selon l'une des revendications précédentes, caractérisé par le- fait que l'élaboration des commandes des actionneurs tient compte du fonctionnement de ces actionneurs (MA). 7. Dispositif de commande de missile minimisant sa distance de passage par rapport à une cible agile, caractérisé par le fait qu'il comporte un calculateur unique (7) dont les différentes entrées sont respectivement reliées à des capteurs inertiels (4) du missile, à des capteurs de la cinématique du missile et de la cible (6) et à un circuit de mémorisation de modèle aérodynamique (8) du missile, la sortie de ce calculateur étant reliée aux actionneurs (2) du missile. 8. Dispositif selon la revendication 7, caractérisé par le fait que le calculateur est également relié à des capteurs de mesure de paramètres des actionneurs (2) du missile. 9. Dispositif selon la revendication 7 ou 8, caractérisé par le fait que les capteurs de poursuite cinématique de la cible et du missile comportent des capteurs écartométriques et télémétriques, et, le cas échéant, des capteurs de mesure du mouvement de l'axe de pointage (o). 10. Dispositif selon l'une des revendications 7 à 9, caractérisé en ce que le calculateur unique (7) est relié par liaison filaire auxdits capteurs et audit circuit de mémorisation. 11. Dispositif selon l'une des revendications 7 à 9, caractérisé en ce que le calculateur unique (7) est relié par propagation dans l'air d'ondes électromagnétiques auxdits capteurs et audit circuit de mémorisation.