FR 2694626 A1 19940211 FR 9209825 A 19920807 PROCEDE ET DISPOSITIF DE PILOTAGE EN REPERE STABILISE D'UN MISSILE Le domaine de l'invention est celui du pilotage des missiles symétriques stabilisés en roulis. Un missile est dit symétrique lorsque ses caractéristiques dynamiques sont les mêmes sur la voie tangage que sur la voie lacet (moments d'inertie égaux, actionneurs identiques, aérodynamique identique). On sait qu'un engin guidé tel qu'un missile est en général équipé d'un calculateur de guidage. Ce calculateur a pour fonction d'élaborer à partir de divers capteurs permettant de connaître à tout moment la position de l'engin par rapport à sa destination, et d'une loi interne de navigation un ordre de pilotage. Cet ordre de pilotage est pris en compte par un boîtier appelé autopilote dont le rôle est d'élaborer des ordres destinés à des organes provoquant des rotations de l'engin sur lui-même. Ces organes peuvent être des gouvernes, des déporteurs agissant sur la portance d'ailes fixées sur l'engin ou des générateurs ou des déviateurs de jets de propulseurs de guidage. Outre sa fonction d'exécuter des ordres de guidage, I'autopilote a pour fonction permanente de maintenir la stabilité de l'engin. On peut dire qu'un engin est stable sur sa trajectoire si ses mouvements de rotation autour du centre de gravité sont strictement limités aux mouvements nécessaires pour maintenir rotationnellement non oscillant, par rapport à la tangente à la trajectoire du missile, .un trièdre de référence lié au missile. On pourra encore considérer que la stabilité idéale est maintenue si les rotations supplémentaires du missile autour de son centre de gravité n'ont pour effet que d'adapter la position du missile aux conditions de vol, en particulier masse du missile et vitesse du missile. Un exemple fonctionnel d'un asservissement connu sous le nom de structure de Nesline est représenté figure 1. Selon la représentation de cette figure on admet qu'un calculateur de guidage i élabore à partir d'informations représentées par des entrées X1, X2... un ordre de guidage dont la sortie est constituée par une grandeur définissant le vecteur accélération transversal que doit avoir l'engin. Cette accélération est comparée dans un comparateur 2 à l'accélération mesurée de l'engin et l'écart entre l'accélération commandée et l'accélération mesurée est introduit dans un calculateur compensateur 3 qui reçoit en outre une indication sur la vitesse de rotation de l'engin représentée par la dérivée d'une cie grandeur angulaire dt Le calculateur 3 calcule à partir de ces deux entrées un ordre de position 6 d'une gouverne. Cet ordre est exécuté par des organes d'exécution représentés sur cette figure par un amplificateur 4 et un moteur 5. Les réactions de l'engin 6 à cet ordre sont mesurées à l'aide d'un boîtier instruments comprenant des gyromètres 7 et des accéléromètres 8. La grandeur Y de sortie des accéléromètres constitue la seconde entrée du comparateur 2 mentionnée lors de la description de la fonction de ce comparateur. La grandeur en en sortie de gyromètre 7 constitue la seconde dt entrée du calculateur 3 mentionnée lors de la description de la fonction de ce comparateur. II convient de bien noter que la description qui vient d'être faite en référence à la figure 1 n'est qu'un exemple d'une part et qu'elle est volontairement simplifiée d'autre part. Elle est simplifiée en ce sens que lorsqu'on a parlé de grandeur telle que accélération ou angle de rotation, on a implicitement admis que ces grandeurs n'avaient qu'une seule composante. En réalité pour l'accélération il s'agit de grandeurs vectorielles mesurées par des accéléromètres selon des axes liés au missile, de même les angles de rotation sont mesurés par des gyromètres à un degré de liberté selon des axes également liés au missile. II y a donc en réalité pour les entrées relatives à ces grandeurs trois entrées au lieu d'une.De même pour les sorties de commande il y a en général autant de sorties que d'organes à commander, par exemple 4 s'il y a quatre gouvernes. Enfin il s'agit d'un exemple car comme déjà signalé il existe d'autres moyens que des gouvernes pour manoeuvrer un missile. II n'est d'ailleurs pas exclu que plusieurs de ces moyens coexistent sur un même missile. Ainsi par exemple pour un missile Air-Air ou Sol-Air susceptible d'opérer à basse et très haute altitude on pourra avoir conjonction de gouvernes efficaces à basse altitude et de jets propulsifs dirigés, plus efficaces en altitude. Par la suite les différents moyens d'imprimer une accélération transversale au missile seront désignés sous l'appellation d'actionneurs.De même sur la figure 1 la chaîne d'asservissement est représentée selon une conception qui a été longtemps classique pour les missiles, avec un calculateur de guidage et un autopilote. Cette représentation a longtemps été adaptée car elle correspond physiquement à des boîtiers distincts dans le missile. II convient de remarquer que physiquement cette distinction tend à disparaître en raison de l'intégration de plus en plus poussée des fonctions de calcul. Les considérations ci-dessus sont destinées à faire comprendre que l'invention qui sera décrite plus loin en reprenant la même architecture n'est pas limitée à l'exemple qui sera décrit. L'invention est applicable dans les systèmes de contrôle intégrés ou non et quel que soit le moyen de générer une accélération perpendiculaire à l'axe d'un engin. Lorsque le pilotage cherche à annuler la vitesse de roulis, on dit que le missile est stabilisé en roulis. La stabilisation en roulis - lorsqu'elle est parfaitement réalisée - présente le gros avantage de permettre un découplage des équations du mouvement en (tangage, lacet, roulis) ce qui permet de réaliser des structures de pilote automatique au moyen de trois boucles découplées. On ne s'intéressera pas dans la suite à la boucle de roulis, I'invention ne concernant que les boucles de tangage et de lacet. La figure 2, représente de façon schématique l'élaboration des ordres de commande pour un missile stabilisé en roulis. Cette représentation est comme la figure 1 représentée selon une structure de Nesline. Dans la figure 2 on a représenté les commandes sur les voies tangage et lacet. Les commandes en accélération selon ces deux voies rzCOetrycO respectivement sont introduites sur des comparateurs 2T et 2L qui reçoivent les valeurs mesurées des accélérations sur chacune de ces voies rymetRzmpar des accéléromètre 8T et 8L.Les accélérations différentielles en sortie de ces comparateurs sont reçues par des calculateurs de corrections de tangage 3T et lacet 3L qui reçoivent également des vitesses de rotation autour de l'axe de tangage Qm et de lacet Rm mesurées pour l'engin 6 par des gyromètre 7T et 7L respectivement. En fonction des accélérations et vitesses angulaires mesurées les calculateurs 3T et 3L commandent des grandeurs définissant des positions 8zcoet Gycod'actionneurs 61T et 61L. Les grandeurs 8zco et 8 peuvent être soit directement des grandeurs yco définissant la position des actionneurs, ou des grandeurs liées à cette position comme par exemple une dérivée de cette position par rapport au temps. Ces commandes sont exécutées par des organes 4T, 4L, 5T, 5L figurés dans cette représentation par des amplificateurs et des moteurs entraînant des actionneurs 61T et 61L. L'important est de retenir que, en tangage et en lacet, les asservissements après la distribution d'ordres se font dans le repère lié au missile (les accélérations et vitesses angulaires sont mesurées dans le repère missile et directement comparées aux commandes dans ce repère). De façon équivalente on peut dire que le repère de pilotage se confond avec le repère missile dans le cas du pilotage classique. On a évoqué ci-dessus l'intérêt de l'annulation de la vitesse de roulis qui permet d'utiliser un pilotage avec des boucles de tangage, lacet, roulis découplées, ce qui permet d'effectuer séparément la synthèse de chaque boucle et simplifie notablement le travail du concepteur. On sait aussi que de plus en plus on demande aux concepteurs de missiles, des missiles ayant de grandes capacités manoeuvrières en particulier les missiles Air-Air ou Sol-Air. Les cibles visées par de tels engins atteignent couramment des facteurs de charge de l'ordre de 10 ce qui implique qu'un missile poursuivant à grande vitesse une telle cible puisse quant à lui atteindre des facteurs de charge de l'ordre de 50, ceci implique que le missile est constamment en rotation sur lui-même. Dans ces conditions, la stabilisation en roulis pose des problèmes d'asservissement assez épineux : les missiles modernes toujours plus performants sortent du domaine de fonctionnement de l'aérodynamique linéaire et apparaissent alors des perturbations aérodynamiques comme les moments de roulis induits qui vont perturber de façon très significative le fonctionnement de la boucle de roulis. Bien que certains palliatifs existent, on observe typiquement sur ces missiles d'importants transitoires en vitesse de roulis, notamment lors d'une mise en manoeuvre. Ces valeurs importantes de la vitesse de roulis réintroduisent des couplages entre les voies (tangage, lacet, roulis) qui perturbent le pilotage. L'invention réduit ces couplages lorsque le missile est suffisamment symétrique. Selon l'invention il est prévu d'introduire pour limiter ces couplages un pilotage en repère stabilisé. Le repère stabilisé se déduit du repère missile par une rotation autour de l'axe de roulis d'un angle P étant la vitesse angulaire de roulis. Lorsque l'on écrit les équations de la dynamique dans le repère stabilisé, on démontre que si le missile est symétrique avec une aérodynamique linéaire, les équations de la dynamique en tangage et en lacet sont découplées quel que soit la vitesse de roulis. L'idée de l'invention est donc d'utiliser comme repère de pilotage non pas le repère lié au missile (comme dans le pilotage classique) mais le repère stabilisé. En conséquence les consignes d'accélération transversale en provenance du calculateur de guidage sont converties par des formules classique en consignes d'accélérations transversales dans le repère stabilisé. Les calculs de commande d'actionneurs sont effectués de façon classique à partir de ces consignes converties et de grandeurs mesurées dans un repère lié au missile telles que vitesses de rotation en tangage lacet et roulis et accélérations selon les axes tangage et lacet, préalablement converties toujours par des formules classiques dans le repère stabilisé. Le calcul des valeurs de commande des actionneurs est alors effectué de façon classique dans le repère stabilisé, et les commandes ainsi calculées sont converties en grandeurs dans le repère lié au missile. De façon plus précise l'invention a pour objet un procédé de pilotage pour un missile symétrique ayant un axe longitudinal auquel est lié un repère orthonormé E comportant un axe de roulis xx' constitué par l'axe longitudinal du missile, un axe de tangage zz' et un axe de lacet yy', le missile étant piloté de façon automatique et comportant à cet effet une chaîne d'asservissement de pilotage automatique agissant sur des actionneurs capables de créer des forces agissant sur le missile perpendiculairement à son axe longitudinal, la chaîne de pilotage recevant des commandes, d'un organe de guidage sous forme de consignes d'accélérations selon les axes de tangage et lacet rzco et ryco la chaîne de pilotage comportant des boucles de retour de valeurs de grandeurs mesurées dans le repère E, ces grandeurs représentant les vitesses de rotation du missile en tangage et en lacet Qm et Rm, les accélérations selon les axes de tangage et de lacet rzmetrym la vitesse de roulis de l'engin Pmx ces grandeurs étant mesurées dans le repère E lié au missile, procédé caractérisé en ce que 1) On calcule un angle espar intégration dans le temps et changement de signe de la vitesse de rotation en roulis Pm de l'engin 2) On calcule à partir de cet angle Os les valeurs des accélérations F etF ;;F etF correspondant dans un repère zco yco zm ym stabilisé S aux accélérations commandées et mesurées dans le repère E et des vitesse de rotation IERM correspondant dans le repère stabilisé S aux vitesses de rotation Qm et Rm mesurées dans le repère E les passages du repère E au repère S étant calculés selon les formules 3) On calcule la valeur des commandes stabilisée AzcO à appliquer aux actionneurs de tangage, dans le repère S au moyen de la commande en tangage stabilisé #zco ainsi que des valeurs en tangage stabilisé de rzm et 4) On calcule la valeur des commandes stabilisée #yco à #co appliquer aux actionneurs de lacet dans le repère S au moyen de la commande en lacet stabilisé ryco ainsi que des mesures en lacet stabilisé #ym et Rm. 5) on transforme les commandes d'actionneurs en repère stabilisé (6zoo, 8yco) en commandes dans le repère lié au missile (6zco '8yco) au moyen des formules suivantes: #zco = #zco cos Os +6yco sin #s #yco = 8yco cos 4 > s 8zco sin s L'invention est également relative à un dispositif de pilotage en repère stabilisé. Un exemple de réalisation d'un tel dispositif sera ci-après décrit en regard des dessins annexés dans lesquels - les figures 1 et 2 précédemment décrites représentent des schéma de chaîne de pilotage selon l'art antérieur; - la figure 3 représente schématiquement un missile présentant la caractéristique de symétrie - la figure 4 représente schématiquement l'introduction de l'invention dans une chaîne de pilotage telle que représentée figure 2. La figure 3 représente un missile 100 comportant un corps 9, ce corps a schématiquement la forme d'un cylindre terminé à l'avant du missile par un nez 10 ayant une forme sensiblement conique. La forme de ce nez 10 est en général un compromis entre des contraintes aérodynamiques et des contraintes liées à la nature d'un autodirecteur qui en général occupe cette place avant. Des ailes sont raccordées au corps cylindrique aux nombres de 4 soit 1 i i à 114. La partie arrière du corps cylindrique est de façon classique équipée de 4 gouvernes 121 à 124. Les ailes et les gouvernes sont disposées longitudinalement le long du corps cylindrique de façon symétrique à 900 l'une de l'autre. Le missile tel que représenté présente bien une configuration aérodynamique symétrique en ce sens qu'il s'agit essentiellement d'un corps de révolution équipé d'organes (ailes et gouvernes) présentant une symétrie par rapport à l'axe longitudinal xx' du missile. Les masses à l'intérieur du missile doivent de plus être réparties de telle sorte que les moments d'inertie par rapport aux axes de tangage et lacet soient sensiblement égaux. La chaîne d'asservissement en pilotage de ce missile est représentée figure 4. Dans la représentation de la figure 4 les éléments ayant la même fonction que ceux de l'art antérieur représentés figure 2 portent les mêmes numéros de référence. Les accélérations de commande selon les axes de tangages Fzco et de lacet ryco sont introduites dans des modules 20, 30 qui reçoivent également une grandeurs Os calculée par un module 40 qui reçoit en entrée la valeur de la vitesse de roulis Pm mesurée par un gyromètre 7R. Ces modules calculent respectivement des accélérations de tangage et de lacet stabilisées rzco et ryco selon les formules #zco #yco Les grandeur Fzco et ryco sont introduites respectivement sur des comparateurs 2T, 2L qui reçoivent par ailleurs d'un module 50 des grandeurs rzmet F etF correspondant dans le repère zm ym stabilisé aux accélérations mesurées #zm et #ym par des accéléromètres 8T et 8L sur les axes tangage et roulis du repère E lié au missile. Les sorties de ces comparateurs alimentent des calculateurs 3T et 3L de correction de tangage et lacet. Ces calculateurs 3T et 3L reçoivent des grandeurs Q eta en provenance du module 50, ces grandeurs correspondent dans le repère stabilisé aux vitesses de rotation du missile autour des axes de tangage et lacet, vitesse de rotation mesurées par des gyromètres 7T et 7L. Le module 50 reçoit outre les grandeurs rzm,rym Qm et Rm la grandeur bien provenance du module de calcul 40. II élabore à partir de ces grandeurs les grandeurs #zm et #ym #m et Rm dans le repère stabilisé par les formules. Les modules 3T et 3L effectuent le calcul des positions des gouvernes 12, #zco et #yco dans le repère stabilisé. Les grandeurs ainsi calculées sont introduites dans des modules 60 et 70. qui reçoivent en outre la grandeur Os en provenance du module 40. Ces modules calculent respectivement les grandeurs de position des gouvernes dans le repère lié au missile par les formules: #zco = 8#zco cos Os 3yco sin # Ce sont ces grandeurs qui sont introduites dans des amplificateurs 4T, 4L dont les sorties alimentent des moteurs 5T, 5L qui actionnent les gouvernes 12-2, 12-4 et 12-1, 12-3 de l'engin 100. REVENDICATIONS 1. Procédé de pilotage automatique d'un missile symétrique ayant un axe longitudinal xx' à partir duquel est défini un repère E, lié au missile, comportant un axe de tangage zz' et un axe de lacet yy', le procédé de pilotage consistant à calculer de façon continue des grandeurs 8ZCO et 8yco dont la connaissance à un instant t permet de définir à cet instant la position d'actionneurs capable d'imprimer des forces transversales au missile selon les axes de tangage et lacet, le calcul étant effectué à partir de grandeurs F F m, Rm et Pm, F et F représentant respectivement les accélérations de commande sur les axes tangages et lacets, les vitesses instantanées de rotation du missiles autour des axes tangage, lacet et longitudinal et les accélérations longitudinales selon les axes tangages et lacets exprimées dans le repère lié au missile, procédé caractérisé en ce que 1) On transforme les grandeurs commandées rzco'rvco et mesurées Om, Rm, Fzm F en grandeurs exprimées dans un repère stabilisé qui se déduit à chaque instant du repère lié au missile par rotation d'un angle Q défini par 2) On effectue à partir des grandeurs ainsi transformées pour chacun des axes de tangage et lacet le calcul de la valeur des grandeurs #zco et ayco dont la connaissance permet le calcul de la position des actionneurs dans le repère stabilisé. 3) On transforme les grandeurs 8zco et 8yco en grandeurs azco et #yco exprimées dans le repère lié au missile. 2. Chaîne d'asservissement de pilotage pour un missile symétrique (100), ayant un axe longitudinal xx' et équipé de moyens (7L, 7T, 7R) pour mesurer des vitesses de rotation du missile autour d'axes de tangage zz', de lacet yy' et de l'axe longitudinal xx' ainsi que de moyens (8L, 8T) pour mesurer les accélérations du missile (100) selon les axes zz' et yy', la chaîne élaborant des grandeurs définissant des positions #zco et ayco pour des actionneurs (12-1, 12-3 ; 12-2, 12-4), et recevant à cet effet des commandes sous forme de consignes d'accélération selon les axes tangages et lacet Fzco et ryco la chaîne de pilotage comportant des boucles de retour des valeurs mesurées Rm Qm Pm par les moyens de mesure de vitesses de rotation (7L, 7T, 7R) et de valeurs rmrym mesurées par des moyens de mesure d'accélération (8L, 8T) chaîne caractérisée en ce qu'elle comporte un module de calcul (40) recevant la grandeur Pm représentative de la vitesse de rotation du missile autour de l'axe xx' mesurée par le moyen de mesure (7R) de cette grandeur et calculant une grandeurs selon la formule la grandeur de sortie cliS de ce module alimentant d'autres modules (20, 30, 50; 60, 70) parmi lesquels des modules de calcul (20, 30) recevant chacun les consignes d'accélération Fzco et ryco et calculant à partir de ces valeurs des consignes stabilisées F et F d'accélération dans un repère stabilisé se déduisant du repère yco missile par rotation de l'angle Os autour de l'axe xx' selon les formules les consignes d'accélération stabilisées #zco et i; en zco yco sortie de ces modules (20, 30) alimentant respectivement des comparateurs (2T, 2L) recevant des valeurs T :m etF ym représentant les transformées dans le repère stabilisé des accélération r etr Fym ym mesurées par les moyens de mesure (8T, 8L) de ces grandeurs, les sorties des comparateurs (2T, 2L) alimentant des modules de calcul (3T, 3L) de commande 8zco , 8yco de position des actionneurs dans le repère stabilisé, ces modules (3T, 3L) recevant en outre des valeurs et représentant les transformées dans le repère stabilisé des vitesses de rotation Qm et Rm mesurées par les moyens de mesure de vitesse de rotation (7T, 7L), les grandeurs rzmetrym ,NmetRm étant calculées par un module de calcul (50) d'accélérations et de vitesses de rotation dans le repère stabilisé selon les formules dans lesquelles les grandeurs mesurées Rm, Qm, #zm et #ym sont zm ym les grandeurs en sortie des moyens de mesure de vitesse de rotation (7T, 7L) et de mesure d'accélération (8T, 8L) la valeur de l'angle as étant captée en sortie du module (40) de calcul de cet angle, les modules de calcul de commande (3T, 3L) de position 8zco et ayco des actionneurs dans le repère stabilisé alimentant eux mêmes des modules (60, 70) de calcul de position des actionneurs dans le repère lié au missile, modules (60, 70) qui reçoivent également la valeur de l'angle xi en sortie du module (40) de calcul de cet angle, les modules de calcul (60, 70) de position des actionneurs alimentant des organes (4T, 4L, 5T, 5L) destinés à positionner les actionneurs.