FR 2897678 A1 20070824 FR 8216403 A 19820929 , La présente invention concerne des missiles télé-guidés et des systèmes de commande de ces missiles. Un missile téléguidé comprend généralement un dis-positif de poursuite de cible monté dans la pointe du missile, laquelle est formée comme une fenêtre donnant au dis-positif de poursuite un champ de vision s'étendant à l'avant de la pointe du missile, et uniment et symétriquement, entourant l'axe de roulis du missile. Normalement, le dispositif de poursuite est spatialement stabilisé, par exemple 10 par un moyen gyroscopique, de sorte qu'il maintient sa vision de la cible malgré les manoeuvres du missile, et que la position stabilisée dans l'espace est commandée, par exemple, par un moyen de traitement à gyro, de manière à maintenir sa vision de la cible en dépit du mouvement rela- 15 tif du missile et de la cible qui produit une variation du sens de la ligne de vision entre missile et cible. Par ail-leurs, en réponse à. des signaux indiquant la position relative du dispositif de poursuite de cible et du missile, un système de commande procède au guidage du missile selon 20 une certaine loi de navigation choisie de manière à intercepter la cible, Tl peut être avantageux d'éloigner dans la direction arrière le dispositif de poursuite de cible et sa fenêtre de la pointe du missile; la forme de la pointe et le matériau constituant celle-ci peuvent alors être optimisés, par exemple en ce qui concerne le degré élevé de chauffage cinétique à ce point, sans avoir à prendre en considération la transparence et le manque de distorsion pour les rayonnements sensibles du dispositif de poursuite de cible, alors que la fenêtre peut devenir moins sujette à un tel chauffage cinétique et/ou être plus facilement protégée contre ce chauffage, Cependant,, il peut alors être difficile ou impossible de conférer au dispositif de poursuite un champ de vision entièrement circulaire. De fait, il n'est pas essentiel par inhérence que le dispositif de poursuite ait un champ de vision entièrement circulaire car, tout au moins sur le plan théorique, il est possible par exemple en manoeuvrant le missile et le dispositif de poursuite de ëiletde déplacer le champ de vision limité, Par exemple, si le champ de vision a une section rectangulaire et s'étend entre l'axe de roulis et un côté seule-ment du missile, le missile et le dispositif de poursuite peuvent alors être soumis à. un certain mouvement de roll- lis de manière à maintenir la cible à l'intérieur du champ limité, 1Kais alors, par suite principalement de limitations dans les possibilités offertes par les dispositifs de poursuite de cible dont on dispose, par le moyen de stabilisation dans l'espace du dispositif de poursuite, et par le système de commande, en particulier le système de guidage par pilote automatique qui fait généralement partie d'un tel système de commande, des problèmes d'instabilité peuvent être soulevés et/ou il peut tout simplement ne pas être possible de déplacer le dispositif de poursuite 3Q assez vite pour conserver la cible dans la ligne de vision. Un objet de la présente invention est un système de commande pour missile dont le dispositif de poursuite de cible a un champ de 'vision limité, le système permettant néanmoins des performances adéquates pour la navigation du 35 missile jusqu'à l'interception de la cible. Un autre objet particulier de la prégente invention est un système de corn-mande qui, dans certaines circonstances, est capable de tolérer une certaine perte de vision de la cible par le 3 2897678 dispositif de poursuite. de cible, Selon la présente invention, on prévôit un missile téléguidé comprenant un dispositif de poursuite de cible et un moyen de moteur d'entraînement pour produire 5 un mouvement relatif des éléments compris dans le missile, dont les éléments de carde, pour la direction du missile dans une direction. latérale, le missile étant tel que le dispositif de poursuite de cible a un champ de vision qui est limité à. n'importe quel instant, et est inférieur à un 10 champ de vision entièrement circulaire et, pour compenser une telle limtation, le moyen de moteur d'entraînement peut fonctionner de manière à.faire tourner le champ de vision limité par rapport à l'axe de roulis du missile, par exemple en contrôlant. le roulis du missile lui-même, le mis- 15 site comprenant en outre un système de commande branché entre le dispositif de poursuite de cible et le moyen de moteur d'entraînement et comportant un moyen d'obtention de signaux de demande d'angle de vision (signaux d'ordre) de manière à donner des signaux indicateurs de positions dé- 2Q . sirées d'une cible par rapport au missile, ces signaux comprenant des signaux de direction latérale, et comprenant également des signaux d'angle indicateurs des arguments angulaires des coordonnées polaires de la position désirée, un premier moyen de limitation relié au moyen d'obtention 25 de signaux destiné à_ recevoir des signaux d'angle et pour limiter ces signaux à une valeur comprise entre deux va-leurs liçmitesr un moyen de traitement de signal destiné à recevoir les signaux limités d'angle et à former à partir de ceux-ci des signaux pour la commande de la rotation du 3Q champ de vision par le moyen de moteur d'entrainement,un second moyen de limitation destiné à recevoir les signaux de direction latérale et à les limiter à. une valeur inférieure à. une valeur limiter et un moyen de combinaison relié aux premier et second moyens de limitation et au moyen 35 du moteur d'entraînement et pouvant fonctionner de façon à combiner les signaux limités d'angle et les signaux limités de direction latérale dans le but de former des signaux 4 2897678 de commande de direction pour la commande de la direction latérale du missile, La présente invention sera bien comprise lors de la description suivante faite en liaison avec les dessins 5 ci-joints dans lesquels; La figure 1 est un schéma représentant le champ de vision limité du dispositif de poursuite de cible d'un missile téléguidé? Les figures 2 et 3 sont des schémas de circuit 10 simplifiés de parties respectives du système de commande du missile, Le système de commande qui sera décrit est destiné à être utilisé dans un missile (non représenté) comportant un dispositif de poursuite de cible stabilisé par gyro 15 (dispositif non représenté), avec un champ de vision 1 étroit,ayant le forme d'un rectangle ôu..d'une fente comme cela est représenté en figure 1.Le champ de vision 1 comprend un axe de roulis de missile X, mais est asymétrique par rapport à. cet axe. Des axes Y et Z sont des axes de 20 coordonnées cartésiennes, et en se référant à ses axes on peut définir des coordonnées respectives LH et LJ qui sont indicatrices d'une position réelle d'une cible par rapport eu missile et des coordonnées LHn et LJn qui sont indica- tricesd'une position demandée ou désirée de la cible par 25 rapport au missile, d'est-à-dire que ces dernières coordonnées sont celles auxquelles le système de. commande de missile veut que la cible se trouve s'agissant de la loi de navigation choisie pour le vol du missile. De fait, W .et LH, et LJn et LRn définissent des angles de vision réelle et demandée entre l'axe de roulis X et .1a ligne devision de la cible, Les angles demandés LJn et LRn peuvent être obtenus par. une partie du système de commande construit selon deS techniques connues et en conformité avec une loi de navigation choisie.qui peut être une loi standard connue, A titre. d'exemple, la loi, peut fournir une "navigation avec vecteur d'accélération" ("Acceleration Vectored Navigation") comme cela eSt décrit dans l'ouvrage."Guided Weapon Control System" par P, Gernell et D.J. East (Perqamon Press 1977) chapitre 9.9. Cette référence fournit également des informations sur des exemples de construction et de conception de parties du missile et de son système de commande, par exemple du dispositif de poursuite et du système de comman- de, permettant d'obtenir LJn et LRn, qui peuvent être standard et ne sont, pas représentés ici. Pour l'exemple en cours de description, on suppose que les réponses données par le missile aux demandes (ordres) de navigation pour les valeurs souhaitées de l'angle de vision latérale (LJn et LHn) sont approximativement linéaires suivant des axes ne tournant pas autour du missile mais correspondant à celui- ci La partie du système de commande représentée en figure 2 reçoit les ordres LJn et LHn et les modifie en conformité avec des contraintes imposÉ.és par le champ de vision limité 1, De façon à déplacer le champ de vision 1 pour conserver la vue de la cible, on suppose que le missile et le dispositif de poursuite de cible doivent rouler autour de l'axe La présente invention reste naturelle- 2o ment applicable si un tel roulis ne se produit pas. D'autres, manoeuvres de compensation du missile peuvent provoquer un mouvement rotatoire du champ, ou un certain mécanisme produisant un mouvement relatif des différentes parties du missile peut être utilisé de façon à obtenir le déplacement 25 du champ en plus, des opérations de manoeuvre du missile, ou en alternative à celles-ci, Dans la partie du système de commande représentée erg figure 2, les composantes cartésiennes LJn et LHn sont introduites dans un dispositif convertisseur 1 qui peut être 30 de construction connue et qui convertit les composantes en coordonnées polaires 2,Q où ; arg (LJn, LHn),,- ,- signaux de position réelle de cible LH et LJ fournis par le dispositif de poursuite de cible, Par exemple, le si- gnal peut être calculé comme étant VLH2 + LJ2 . La sortie Bd de la porte 12 est utilisée pour faire fonctionner le commutateur logique 7 cité ci-dessus ainsi que deux autres commutateurs logiques 14 et 15, ainsi que le convertisseur l,le signal de demande d'angle de vision Ljn est appliqué, via un agencement en série de deux limiteurs 16 et 17, à la fois à un dispositif de combinaison 18 et à une ligne de io sortie 30 de la partiéillustrée du système de commande.Le limiteur 16 établit l'une de deux limites inférieures Lij et Loj pour LJn, la limite particulière choisie étant établie par le commutateur 15. Par ailleurs, une limite supérieure fixe pour Lin est fournie par le limiteur 17, La sor- 15 tie LJd du limiteur 17 est la demande dans un axe. Un cal-cul effectué par le dispositif 18 en utilisant Ies sorties 0d du limiteur 6 et LJd du limiteur 17 donne L'Hd oïl L'Hd = LJd tg M. L'erreur entre L'Hd et LHn constitue l'entrée 2Q d'un limiteur 19 commandé par le commutateur 14. La sortie du limiteur 19 est ajoutée à l'Hd et constitue la demande concernant l'autre axe LHd, La sortie du convertisseur 1 donne une mesure de l'angle entre la direction de l'angle de vision demandé 25 brut et la direction courante de la fente du champ de vision, Celle-ci est utilisée après une certaine modification pour fournir un signal. d'erreur destiné à la commande des demandes de roulis du missile. L'utilisation des demandes d'angle de vision brut au lieu de l'angle de vision 30 mesuré pour la commande du mouvement de roulement du missile présente l'avantage de fournir au missile un avertissement avancé du mouvement de roulement souhaité de sorte que le missile a tendance à avoir un mouvement de roulis dans la bonne direction bien avant que l'angle de vision mesuré ne 35 rende nécessaire ce mouvement. n présence de la limitation de bruit et de roulis par le limiteur 6, les demandes Pd peuvent rapidement changer de signe, provoquant une per-te de temps avant qu'il ne soit demandé au missile de rouler 8. 2897678 dans le sens correct, par exemple si les demandes sont pro- ches de r radians, La fonction assumée par les blocs 2, 3, 4 et 5 de la figure est celle de tendre à réduire cela en maintenant la demande presque fixe lorsque les demandes 5 sont proches de i 'u radians et le limiteur 6 est inclus de façon que le missile ne roule pas assez vite pour provoquer une sortie de plan ou une réponse sous-amortie émanant d'un pilote automatique standard qui répond à LHd et LJd. L'agencement constitué par les blocs 1, 10, 11, 13 et 12 sert à indiquer le moment où, les demandes et l'angle de vision sont suffisamment petits pour que le missile vole momentanément alors que la cible se trouve à l'intérieur de la partie A du champ de vision proche de l'axe, représentée en figure 1. La sortie Bd de la porte 12 est fausse (zéro) dans ce cas. Lorsque Bd est nul, c'est-à-dire lorsque la cible est proche de l'axe X,le roulis du missile a peu d'effet sur le tangage du essi,e alors que la possibilité offerte par le dispositif de poursuite de cible d'obtenir un angle de vision limité dans la direction H est suffisante pour le maintien de la cible, Ainsi, il est alors approprié de limiter les ordres de commande du roulis à une amplitude égale à n au lieu de la limite fixe normale Omax. Un effet similaire pourrait être obtenu en modifiant la valeur du gain Kp donnée par l'élément de gain 8 au lieu de la limite don-née par le limiteur 6. Le bloc 18 est utilisé pour donner une demande concernant LH qui est adaptée à la demande de roulis OC et maintient ainsi la cible à proximité de l'axe LJ de la figure 2, Normalement, les limites du bloc 19 sont réglées à zéro lorsque Bd ,=.. 1 et ouvertes lorsque Bd = O de sorte que l'aptitude à donner un angle de vision latérale du missile peut être employée dans ce cas. 1l en est de même de la commande des limites du limiteur 16 par le commutateur 15. Le limiteur 17 n'est pas essentiel mais peut être incorporé de manière à légèrement étendre les possibilités de poursuite du missile dans les cas o{à, il est nécessaire 'de disposer du champ de vision, En d'autres termes, lorsque l'amplitude X des coordonnées polaires de l'angle de vision demandé et/ou la séparation réelle entre I, a ligne de vision de la cible et l'axe du missile dépasse les limites respectives imposées par les limiteurs l0 et il, le signal Bd provenant de la porte 12 est au niveau logique 1, d'où il résulte que les limites imposées par le limiteur 19 sont chacune égales à zéro, c'est-à-dire que le limiteur ne transmet pas le signal reçu et que le signal de demande de sortie LHd est égal au signal de sortie fourni par le combinateur 18. Entre temps,la limite négative de LJd a son amplitude réduite, alors que la limite établie par le limiteur 6 se trouve à sa valeur la plus élevée Omax. Dans cette situation, une certaine proportion de la commande du missile permettant d'obtenir un déplacement apparent de la cible par rapport à la position demandée concernant le missile est alors obtenue par roulement du missile, le taux maximum de roulis établi par omax étant choisi de manière à conférer une stabilité adéquate. Lorsqu'eux deux et la séparation réelle cible/axe sont inférieurs aux limites respectives, la pro-portion de-l`effet de commande due à la commande de roulis est réduite alors que la proportion due à la direction latérale autour des axes de lacet et de tangage du missile, c'est-à-dire la commande cartésiénne , est augmentée. Dans ces conditions, le signal de demande d'axe Z, LHd, est égal à l'Hd plus (Lhn-L'Hd) si (Lhn - L'Hd) se trouve entre les limites L1H imposées par le limiteur 19 à ce moment là, c'est-à-dire que LHd est égal à LHn. Si l'amplitude de (Lhn L'Hd) dépasse L1H, Lhd est alors égal à L'Hd', plus la valeur limite. Le signal Pd est appliqué à un pilote automatique de taux de roulis (non représenté) d'une construction et d'un fonctionnement appropriés connus. En variante, dans la mesure où des changements relativement peu importants sont introduits dans la fonction permettant de produire Pd,par exemple au limiteur 6eonpeut utiliser un pilote automatique de position de r.ou7,is,La référence citée ci-dessus (Garneli et East) illustre des exemples de pilotes automati- ques et le théoriede le commande des missiles permettant d'adapter l'agencement illustré à n'importe quelle situation particulière, Par exemple, un pilote automatique de position de roulis approprié est décrit dans le chapitre 6,10 de cette référence. La figure 2 est représentée sous forme de blocs car la mise en oeuvre pourrait être faite avec divers dis-positifs électromécaniques ou électroniques d'une nature qui apparaîtra à l'homme de l'art. Néanmoins, il est avan- l0 tageux que l'appareil soit réalisé avec un ou plusieurs processeurs d'ordinateur, en particulier avec des dispositifs à microprocesseur, et avec les circuits électroniques conjugués, Pour cela, les blocs de la figure doivent être considérés comme des blocs représentatifs d'une fonction 15 d'un algorithme global au lieu de pièces de matériel. Les signaux Ld et LJd peuvent être appliqués à deux pilotes automatiques identiques l'un pour la commande du tangage, l'autre pour la commande du lacet, des exemples appropriés étant donnés dans le chapitre 6.3. de Garnell et East. Ce- 2Q pendant, l'aptitude au roulis du missile peut être améliorée en feisant avancer les demandes dans le sens de rotation en fonction du taux de roulis de manière à compenser le retard produit par l'actionneur. La figure 3 représente une mise en oeuvre possible, L'homme de l'art notera que les 25 priorités des signaux de roulis et des signaux de direction mis en forme peuvent être avantageusement modifiées pour d'autres applications. La présente invention n'est pas limitée aux exem- ples de réalisation qui viennent d'être décrits, elle est 3Q au contraire susceptible de modifications et de variantes qui apparaîtront à l'homme de l'art. 1.k Revendications 1 - Missile téléguidé, caractérisé en ce qu'il comprend un dispositif de poursuite de cible et un moyen de moteur d'entraînement pour produire un déplacement rela- tif d'éléments compris dans le missile, dont des éléments de commande de la, direction du missile dans un sens latéral, le missile étant tel que le dispositif de poursuite de cible a un champ de 'vision qui est limité à tout instant à un champ de 'vision inférieur à un cercle complet et, dans le but de compenser une telle limitation, le moyen de moteur d'entraînement peut fonctionner pour faire tourner le champ de vision limité par rapport à l'axe de roulis du missile, par exemple en commandant le roulis du missile lui-même, le missile comprenant en outre un système de commande branché entre le dispositif de poursuite de cible et le moyen de moteur d'entraînement et comprenant un moyen d'obtention de signaux de demande d'angle de vision pour donner des signaux indicateurs de positions désirées d'une cible par rapport au Missile, ces signaux comprenant des signaux de direction latérale ainsi que lies signaux d'angle indicateurs d'arguments angulaires des coordonnées polaires de la position désirée, un premier moyen de limitation connecté au moyen d'obtention de signaux de manière à recevoir le signal d'angle et à limiter ces signaux à des valeurs comprises entre deux valeurs limites, un moyen de traitement de signal pour recevoir les signaux d'angle limités et pour former à partir de ceux-ci des signaux pour la commande de la rotation de l'angle de vision par le moyen d'entraînement, un second moyen de limitation pour recevoir les signaux de direction laté- rale et les limiter à une valeur inférieure à une valeur limite, et un moyen ee combinaison connecté aux premier et second moyens de limitation et au moyen de moteur d'entraînement et pouvant fonctionner pour combiner les signaux d'angle limités et les signaux de direction latérale limi- 35 tés de Manière àformer des signaux de commande de direction pour la commande de la direction latérale du missile,