FR 2885707 A1 20061117 FR 9714898 A 19971127 2885707 2 missile (FK) W = vitesse de rotation de la ligne de visée entre le missile (FK) et la cible. La grandeur la plus importante pour le calcul de l'ordre de gui-dage aFYK est la vitesse de rotation La qualité de sa mesure influe de manière décisive sur les chances du missile téléguidé d'atteindre la cible. Des grandeurs erronées dans le terme VA.A/cos(yJF-w) ont une influence nettement moindre sur les chances d'atteindre la cible. D'autres termes de la loi de guidage, tels que par exemple la compensation de l'influence de l'accélération longitudinale du missile sont connus et ne modifient en rien la prééminence de la vitesse de rotation de la ligne de visée dans l'obtention d'erreurs de guidage du missile très petites. De même, dans les lois de guidage de la famille ZDL (guidage par alignement), une part importante de l'ordre de guidage, à savoir le terme de réglage anticipé, est constituée par la vitesse de rotation et par l'accélération angulaire de la ligne de visée par rapport à la cible. Dans ce cas également, la vitesse de rotation de la ligne de visée est fournie par un système de poursuite qui poursuit la cible de manière automatique et est mise à disposition pour le guidage. Dans le guidage par alignement, l'accélération angulaire peut être obtenue par différentiation numérique et filtrage, à partir de la vitesse de rotation disponible. Les considérations ci-après concernent tout aussi bien les systèmes de guidage à systèmes automatiques de poursuite de cible intégrés dans l'installation de guidage que ceux à systèmes de poursuite embarqués dans le missile (têtes de détection-localisation). Dans les deux cas, on suppose que les systèmes de poursuite permettent une correction manuelle du point de poursuite par un tireur. La présente invention a pour objectif est de guider le missile dans la mesure du possible sans surrégulation et sans retard également pendant les corrections de point de poursuite. Cela signifie, par exemple dans le guidage par navigation proportionnelle (PN), que la course de collision vers le point de poursuite corrigé est obtenue rapidement et sans suroscillation et que dans le guidage par alignement ( ZDL), le missile téléguidé est amené sans suroscillation sur la ligne de visée corrigée souhaitée. 2885707 2 missile (FK) tjr = vitesse de rotation de la ligne de visée entre le missile (FK) et la cible. La grandeur la plus importante pour le calcul de l'ordre de gui-dage aFYK est la vitesse de rotation 1.v. La qualité de sa mesure influe de manière décisive sur les chances du missile téléguidé d'atteindre la cible. Des grandeurs erronées dans le terme VA.A/cos(yJF-yr) ont une influence nettement moindre sur les chances d'atteindre la cible. D'autres termes de la loi de guidage, tels que par exemple la compensation de l'influence de l'accélération longitudinale du missile sont connus et ne modifient en rien la prééminence de la vitesse de rotation de la ligne de visée dans l'obtention d'erreurs de guidage du missile très petites. De même, dans les lois de guidage de la famille ZDL (guidage par alignement), une part importante de l'ordre de guidage, à savoir le terme de réglage anticipé, est constituée par la vitesse de rotation et par l'accélération angulaire de la ligne de visée par rapport à la cible. Dans ce cas également, la vitesse de rotation de la ligne de visée est fournie par un système de poursuite qui poursuit la cible de manière automatique et est mise à disposition pour le guidage. Dans le guidage par alignement, l'accélération angulaire peut être obtenue par différentiation numérique et filtrage, à partir de la vitesse de rotation disponible. Les considérations ci-après concernent tout aussi bien les systèmes de guidage à systèmes automatiques de poursuite de cible intégrés dans l'installation de guidage que ceux à systèmes de poursuite embarqués dans le missile (têtes de détection-localisation). Dans les deux cas, on suppose que les systèmes de poursuite permettent une correction manuelle du point de poursuite par un tireur. La présente invention a pour objectif est de guider le missile dans la mesure du possible sans surrégulation et sans retard également pendant les corrections de point de poursuite. Cela signifie, par exemple dans le guidage par navigation proportionnelle (PN), que la course de collision vers le point de poursuite corrigé est obtenue rapidement et sans suroscillation et que dans le guidage par alignement ( ZDL), le missile téléguidé est amené sans suroscillation sur la ligne de visée corrigée souhaitée. 2885707 3 Ainsi, même dans le cas d'une action correctrice saccadée de la part du tireur et dans le cas de corrections du point de poursuite juste avant d'atteindre la cible, les erreurs de visée restent très faibles. L'objectif fixé est atteint conformément à l'invention de la manière suivante: La vitesse de rotation de la ligne de visée obtenue de manière connue à l'aide d'un système de poursuite de cible est corrigée à l'aide d'une grandeur que l'on dérive du signal de correction du tireur pour le déplacement du point de poursuite, de telle sorte que les parties résultant de manoeuvres virtuelles de la cible dues à la correction soient compensées. Cette vitesse de rotation corrigée de la ligne de visée est utilisée de la manière connue pour former l'ordre de guidage. Conformément à l'invention, la valeur estimative de la vitesse de rotation de la ligne de visée est formée sur la base de la vitesse de rotation générée de manière connue et d'une correction qui est produite à l'aide d'un modèle dynamique du circuit de régulation de la poursuite à partir du signal de correction pour la correction du point de poursuite. Cette valeur estimative de la vitesse de rotation de la ligne de visée pour le guidage est formée dans un calculateur numérique programmable. Conformément à une caractéristique de l'invention, le dispositif de poursuite de cible comporte une caméra à infra-rouges et/ou une caméra à lumière du jour et/ou un détecteur radar ou des appareils de détectionlocalisation à ondes sonores. Conformément à une variante de l'invention, le dispositif de poursuite de cible ou seulement son détecteur ou ses détecteurs est (sont) intégré(s) dans le projectile. Le dispositif de poursuite de cible peut également être monté à l'extérieur du projectile dans l'installation de guidage. L'invention est décrite ci-après en faisant référence aux dessins. Ceuxci représentent: figure 1, l'observateur de guidage pour l'estimation de la vitesse de rotation de la ligne de visée pour le système de poursuite à correction manuelle du point de poursuite, figure 2a, le schéma-bloc d'un missile téléguidé avec un système automatique de poursuite de cible et avec une correction manuelle addi- tionnelle du point de poursuite par un tireur, 2885707 4 figure 2b, la composante Y de la trajectoire du missile dans le système de guidage connu selon la figure 2a, figure 2c, le signal de correction du tireur pour la correction du point de poursuite dans le système de guidage connu selon la figure 2a, figure 2d, la composante X de la trajectoire du missile, essentiellement déterminée par la courbe temps-couse du missile, dans le système de guidage connu selon la figure 2a, figure 3a, un exemple d'application de l'invention pour le système de missile téléguidé de la figure 2a, figure 3b, la composante Y de la trajectoire du missile avec le guidage selon l'invention, selon la figure 3a, figure 3c, le signal de correction du tireur pour la correction du point de poursuite dans le système de guidage selon l'invention. La correction de la vitesse de rotation de la ligne de visée est réalisée dans un observateur de guidage selon la figure 1. Le signal de correction du tireur est introduit dans un modèle dynamique du circuit de réglage de poursuite. La grandeur de sortie de celui-ci est soustraite de la vitesse de rotation de la ligne de visée obtenue de manière connue à l'aide d'un système de poursuite de cible. Le résultat est la valeur estimative de la vitesse de rotation de la ligne de visée pour le guidage. La figure 2a représente un exemple de système de guidage pour le procédé de guidage connu par navigation proportionnelle (PN), pour le plan de lacet d'un missile téléguidé. Celui-ci a été complété par trois blocs fonctionnels "écran de visualisation, tireur, manette de commande" et par "l'entrée de correction" du système de poursuite pour la correction du point de poursuite. Une caméra est montée sur une plateforme stabilisée dans la partie antérieure du missile téléguidé. L'axe optique de la caméra est main-tenu en permanence dirigé vers la cible à l'aide d'un circuit d'asservissement de poursuite. Ce circuit d'asservissement de poursuite est fermé par les modules à fonctionnement automatique "système de poursuite de cible à traitement d'image" et "asservissement de poursuite" de l'installation de guidage. Pour cela, les images et les commandes de poursuite 1ÎJK sont transmises par exemple par un guide optique. La commande d'accélération transversale aFYK pour le missile téléguidé est formée à partir de la commande de poursuite WK après un filtrage par la loi de guidage par navigation proportionnelle (PN) et est transmise audit missile. Le tireur observe la scène sur l'écran de visualisation, sur lequel le point de poursuite actuel du traitement automatique d'image est indiqué par un repère (par exemple réticule). Le tireur peut corriger en continu le point de poursuite, c'est-à-dire changer de point de poursuite, à l'aide de la manette de commande. La figure 3a représente l'utilisation de l'invention dans un pro-cédé de guidage par navigation proportionnelle. La figure 2a décrite plus haut est complétée ici avec le l'observateur de guidage selon l'invention. Pour mettre en évidence les avantages procurés par l'invention sur un cas d'utilisation, nous avons procédé à des simulations avec le pro-cédé de guidage connu selon la figure 2a et avec l'observateur de guidage supplémentaire selon l'invention conforme à la figure 3a. Le mouvement du missile téléguidé est tracé dans un système de coordonnées orthogonales dont l'origine est située au niveau du point de tir du missile. La simulation porte sur le combat d'une cible fixe ayant les coordonnées suivantes: XZ = 7.000 m YZ = 0 Zz = 0. Les résultats sont reproduits sur les figures 2b à 2d en fonction du temps de simulation ts pour le système de guidage connu de la figure 2a; les figures représentent: figure 2b, la composante Y de la trajectoire du missile laquelle est essentiellement déterminée par le guidage, figure 2c, le signal de correction du tireur pour la correction du point de poursuite et figure 2d, la composante X de la trajectoire du missile, laquelle est déterminée principalement par la courbe temps-trajet du missile télé-guidé. Le missile FK est tiré à l'instant ts = 5 s dans la direction de la cible préalablement détectée. Le missile téléguidé est guidé de manière automatique sur une trajectoire préétablie jusque dans le voisinage de la cible. Le tireur observe sur l'écran les images de la caméra embarquée à bord du missile et découvre après environ 35 s de vol, lorsque le missile se trouve à une distance d'environ 2.200 m de la cible, un leurre qui est situé à côté de la cible réelle en YSZ = -20 m. Le système de poursuite a été pointé et verrouillé sur cette fausse cible par le tireur. A partir de l'instant 37 s, le circuit d'asservissement de poursuite de la tête de détection-localisation poursuit automatiquement la cible leurre, tandis que le missile continue à être guidé automatiquement sur la trajectoire préétablie. Le guidage terminal à navigation proportionnelle selon le schéma bloc de la figure 2a est activé par le tireur après environ 40 s de vol et le missile est automatiquement guidé sur une course de collision avec la cible leurre en YSZ = -20 m. Après 43 s de vol, le tireur découvre à une distance d'environ 1. 000 m la cible qu'il s'agit effectivement de combattre et il entreprend aussitôt la correction du point de poursuite. L'ordre correspondant à la sortie de la manette de commande est indiquée sur la figure 2c. La correction du tireur est terminée après environ 47 s de vol. Pendant la cor-rection le circuit d'asservissement de poursuite de la tête de détection-localisation et le guidage par navigation proportionnelle (PN) continuent à travailler en automatique. On voit clairement sur la figure 2b que le missile téléguidé, pendant la correction du point de poursuite, est fortement surrégulé et est d'abord guidé sur une trajectoire erronée qui conduirait à une collision avec une cible ayant pour position environ YZ* = +18 m. Ce n'est qu'à la fin de la correction après environ 47 s de vol que le missile est guidé vers le point de collision correct en YZ = O. L'erreur de guidage est d'environ 1 m après environ 50 s. Pour le système de guidage de la figure 3a avec l'observateur de guidage selon l'invention, les résultats de simulation sont représentés sur les figures 3b et 3c pour les mêmes conditions de mission. Sur la figure 3b la composante Y de la trajectoire du missile est portée en fonction du temps de simulation. On voit nettement sur cette figure l'efficacité de l'invention. Le missile téléguidé, au début de la correction du point de poursuite, après environ 43 s de vol, est guidé directement sur la course de collision vers la cible, en YZ = 0. La surrégulation indésirable qui apparaît sur la figure 2b avec le guidage connu est éliminée avec l'invention. L'erreur par rapport au point visé est de 0,1 m après environ 50 s de vol. Grâce à l'introduction de l'observateur de guidage selon la figure 3a, on peut encore obtenir de très bonnes performances de tir dans le cas de corrections de point de poursuite avec un tireur agité juste avant le but, parce que le guidage n'est plus surrégulé. Repère utilisés sur les dessins 1 Elément de commande à disposition du tireur pour corriger le point de poursuite 2 Modèle dynamique du circuit de réglage de poursuite 3 Observateur de guidage 4 Cible + Arrière plan 5 Caméra sur plateforme avec gyromètre moteur de réglage stabilisateur 6 Réglage de poursuite 7 Système de poursuite de cible avec entrée de correction 8 Manette de commande 9 Ecran Tireur 11 Missile avec propulseur capteurs inertiels systèmes de gouvernes régulateur de vol 12 Système de guidage 12a Loi de guidage par navigation proportionnelle (PN) 12b Filtre de guidage 13 Installation de guidage 14 Missile téléguidé 8 REVENDICATIONS 1. Procédé de guidage pour des systèmes de guidage équipés de dispositifs automatiques de poursuite de cible et d'une correction manuelle du point de poursuite, caractérisé en ce que l'on forme la valeur estimative de la vitesse de rotation de la ligne de visée à partir de la vitesse de rotation obtenue de manière connue et d'une correction qui est produite à l'aide d'un modèle dynamique du circuit de régulation de la poursuite, à partir du signal de correction pour la correction du point de poursuite. 2. Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce que la valeur estimative de la vitesse de rotation de la ligne de visée pour le guidage est formée dans un calculateur numérique programmable. 3. Procédé selon les revendications 1 et 2, caractérisé en ce que le dispositif de poursuite de cible comporte une caméra à infra-rouges et/ou une caméra à lumière du jour et/ou un détecteur radar ou des appareils de détection-localisation à ondes sonores. 4. Procédé selon l'une quelconque des revendications 1 à 3, caractérisé en ce que le dispositif de poursuite de cible ou seulement son détecteur ou ses détecteurs est (sont) monté(s) dans le projectile. 5. Procédé selon l'une quelconque des revendications 1 à 3, caractérisé en ce que le dispositif de poursuite de cible est monté à l'exté- rieur du projectile dans l'installation de guidage.