FR 2907232 A1 20080418 FR 8616119 A 19861118 1 La présente invention concerne un ensemble radar de recherche angulaire applicable dans la recherche de cible par missile guidé, c'eeïe-A-dire- un ensemble. chercheur. L'invention concerne plus particulièrement un tel ensemble radar mettant en oeuvre une antenne dite calée, c'est-à-dire une antenne fixée au corps du missile sans aucun organe d'orientation. L'orientation du faisceau peut être réalisée de manière connue en soi par décalage différentiel de phase. L'axe de visée de l'antenne est avantageusement aligné avec l'axe longitudinal du missile (ou axe de roulis) et l'angle de poursuite est formé par l'angle existant entre l'axe de visée de l'antenne et la ligne de mire dirigée sur la cible. La présente invention est destinée à être appliquée aussi bien dans le système actif que dans le système passif, c'est-à-dire lorsque les signaux reçus sont des réflexions à partir d'un émetteur "ami" (généralement monté également sur le missile) et lorsque les signaux reçus sont en prove-nance de la cible. La poursuite angulaire d'une cible est réalisée par la combinaison de signaux reçus par deux éléments d'antenne, soit séparés afin de former un système de comparaison de phases, soit divergeant symétriquement à partir de l'axe de visée pour former un système de comparaison d'amplitude, ou bien par ces deux modes à la fois. On dis-pose généralement deux paires d'éléments d'antenne pour former un angle de cible en azimut et en élévation. La caractéristique d'une antenne est nominalement prédéterminée et elle peut être stockée en mémoire afin de fournir une valeur d'angle de cible (dans chacun des deux plans) pour chaque valeur d'une gamme d'un signal de différence mesuré. Un tel relevé de caractéristiques stockées en mémoire doit être extrêmement large en fonction de la résolution requise, en particulier compte tenu des variations supplémentaires provenant de différentes fréquences de fonctionnement, de différentes polarisations ainsi que 2907232 2 de combinaisons C 1Z-, facteurs. La précision disponible est de ce fait limitée. La présente invention vise donc en particulier à surmonter ces incertitudes de la caractéristique de l'anten-5 ne. Conformément à l'invention, un ensemble radar de poursuite angulaire pour missile à recherche de cible comportant une antenne fixe sur le corps du missile, comprend un récepteur des signaux de la cible reçus par l'antenne 10 afin de former des signaux de sortie représentatifs de la direction de la cible, et des moyens de traitement destinés à dériver les signaux de sortie du récepteur en termes de cosinus de direction de la ligne de mire de la cible par rapport aux axes du missile, et des constantes caractéris-15 tiques de l'antenne, ledit moyen de traitement comprenant un circuit récurrent d'estimation en réponse aux signaux de sortie du récepteur et aux signaux représentatifs de la vitesse angulaire du missile afin de former une estimation de la ligne de mire de la cible et/ou de sa vitesse angulaire 20 en vue du guidage du missile. L'ensemble peut mettre en oeuvre la localisation de cible par comparaison d'amplitude et le circuit d'estimation par récurrence peut être adapté à fournir des estimations et constantes d'antenne et des signaux représentatifs 25 de l'erreur entre des signaux de différence estimés et mesurés,en ce qui concerne la cible, l'estimation de la ligne de mire de cible étant dérivée à partir desdits signaux d'erreur. L'ensemble peut mettre en oeuvre la localisation 30 de cible par comparaison de phase et comprendre:un estimateur à récurrence agissant en réponse à la différence entre les composantes de vecteur de signal de différence de cible mesurées et estimées et en outre représentatif des estima- tions de vitesses angulaires de missile et de ligne de 35 mire de cible afin de former les composantes de vecteur de signal de différence de cible estimées, un autre estimateur à récurrence représentatif de la différence entre les compo2907232 3 santes de vecteur de signal de différence de cible mesurées et estimées et en outre représentatif d'une estimation de la vitesse angulaire du corps de missile, afin de former ladite estimation de ligne de mire de cible, ainsi que des 5 moyens pour déterminer, en réponse à la différence entre les composantes de vecteur de signal de différence de cible mesurées et estimées, et aux signaux représentatifs de la vitesse angulaire du missile, l'estimation de la vitesse angulaire du corps de missile. 10 Le moyen de traitement peut être adapté à fournir une estimation de l'erreur de facteur de proportionnalité par rapport à au moins un gyromètre de corps de missile, l'estimation de l'erreur de facteur de proportionnalité étant incorporée à la composante mesurée correspondante de 15 la vitesse angulaire du corps de missile afin de former l'estimation de ligne de mire de la cible. L'ensemble peut comprendre des moyens pour orienter électroniquement le faisceau d'antenne en réponse à l'estimation de ligne de mire de la cible, ou bien le faisceau 20 peut être fixe. Il y a ainsi lieu de noter que les signaux de sortie de l'antenne et du récepteur peuvent être caractérisés en termes de cosinus de direction de la ligne de mire de cible, avec plusieurs constantes et que l'identification 25 de ces constantes est équivalente à l'identification des caractéristiques particulières d'antenne elles-mêmes. L'invention fournit une identification automatique des caractéristiques de l'antenne pendant le vol et, par conséquent, les possibilités de l'ensemble de recherche dol-30 vent être relativement insensibles aux tolérances de fabrication de l'antenne. Les dispositions selon l'invention sont facilement combinées avec des techniques déjà existantes en vue de la correction des imperfections de mesure de la vitesse angu- 35 laire. On décrira maintenant deux formes de réalisation d'un ensemble radar de poursuite angulaire, à titre d'exemple, 2907232 4 en regard des dessins annexés sur lesquels : la figure 1 représente un schéma d'un missile avec un schéma synoptique des éléments de recherche de base; la figure 2 représente un diagramme des axes du 5 missile et de la relation en cosinus de direction par rapport à la ligne de mire de la cible ; la figure 3 représente un graphique de la caractéristique typique du signal de différence d'antenne dans un plan ; 10 la figure 4 représente un schéma synoptique illustrant le procédé d'estimation par récurrence tel qu'appliqué dans un dispositif de recherche par comparaison d'amplitude ; et la figure 5 représente un schéma synoptique simi-15 laire en ce qui concerne un ensemble de recherche par comparaison de phase. On a représenté sur la figure 1 les éléments de base de l'ensemble selon l'invention. Une antenne 1 est montée à poste fixe à l'avant du missile et elle est 20 protégée par un radome 3. L'axe de visée de l'antenne est aligné avec l'axe longitudinal du missile, c'est-à-dire l'axe de roulis. L'antenne peut être prévue pour une comparaison en amplitude, auquel cas elle peut comprendre quatre branches divergentes par rapport à l'axe de visée, 25 et des moyens de formation de signaux de somme et de différence, soit au niveau de l'antenne, soit à l'étage de fréquence intermédiaire. Ces signaux de somme et de différence sont traités dans un récepteur 5 "EAT" (de poursuite angulaire électronique) qui convertit en fait l'ensemble en 30 un détecteur de zéro, de façon connue en soi. Le fonctionnement du récepteur EAT modifié est décrit par exemple dans la demande de brevet britannique n 84 08 642. Son résultat est de fournir un signal de sortie qui est idéale-ment égal à zéro mais, en pratique, diffère de zéro en 35 fonction de l'erreur existant entre les positions estimées et effectives de la ligne de mire de la cible. La poursuite angulaire électronique présente de nombreux avantages pra- 2907232 5 tiques/mais elle n'est pas essentielle pour la mise en oeuvre de la présente invention. En son absence, le signal de différence mesuré, représentant la ligne de mire de cible, est traité au lieu simplement du signal d'erreur ô. 5 Le filtre 7 de poursuite angulaire de cible comprend l'essence de la présente invention et sera expliqué en détail ci-après. Ses principales fonctions sont : 1 ) La poursuite de la direction de la cible par rapport au missile ; 10 2 ) La poursuite de la vitesse de ligne de mire missile-cible ; 3 ) Identification des caractéristiques antenne/ récepteur pour la rétro-alimentation EAT ; 4 ) L'identification des caractéristiques du détec- 15 teur de référence inertiel. Le filtre de poursuite angulaire de cible reçoit le signal d'erreur provenant du récepteur EAT ainsi que les vitesses du corps, c'est-à-dire les composantes de vitesses angulaires du mouvement du corps autour des axes de roulis, 20 de tangage et de lacet. A partir de ces entrées, il fournit une valeur estimée de la direction de ligne de mire de cible et une vitesse ws de ligne de mire, c'est-à-dire la vitesse angulaire de la ligne de mire de cible dans l'espace, qui est utilisée dans l'unité de guidage 9 pour former les 25 commandes d'autopilotage pour l'orientation du missile par l'intermédiaire des ailerons 11 et qui peut être également utilisée pour l'orientation par contrôle de phase du faisceau de l'antenne. Un autre signal de sortie est fourni par l'intermédiaire d'une rétro-alimentation sur le récepteur EAT 30 et il constitue une estimation de la ligne de mire de cible ou une estimation de l'entrée de signal de différence sur le récepteur en fonction du mode particulier. Une unité de référence inertielle (IRU) comprend essentiellement des gyroscopes montés sur le corps et des- 35 tinés à détecter la vitesse angulaire autour des axes respectifs de roulis/de tangage et de lacet. Du fait que le missile peut rouler à haute vitesse, une plate-forme stabi- 2907232 lisée en roulis peut être prévue afin de réduire les demandes sur le gyroscope de roulis. Cet élément est alors monté sur la plate-forme stabilisée et il n'a qu'à mesurer et à contrôler la stabilité de la plate-forme. 5 En plus des gyroscopes qui mesurent la vitesse angulaire, il est souhaitable de monter des accéléromètres afin d'améliorer la précision de la commande dans la phase terminale à haute vitesse d'un engagement. Les principales fonctions de l'ensemble de pour-10 suite angulaire sont les suivantes : (a) identification des caractéristiques du gyromètre ; (b) estimation de la direction de la cible ; (c) estimation de la vitesse de ligne de mire ; 15 (d) identification des caractéristiques d'antenne. Il y a lieu de considérer comme un concept nouveau l'idée de l'identification des caractéristiques d'antenne et sa combinaison avec les autres caractéristiques mention- nées plus haut. 20 Le signal de sortie provenant de l'antenne dépend clairement de l'angle extérieur à l'axe de visée par l'an- tenne de la ligne de mire de cible. Il dépend par conséquent des cosinus de direction respectifs de la ligne de mire de cible. La relation entre les signaux de sortie 25 antenne/récepteur et ces cosinus de direction dépend des paramètres identifiables de l'antenne et, en fait, les signaux de sortie du récepteur sont des fonctions simples des cosinus de direction, ces fonctions englobant les para-mètres d'antenne. 30 Les gyromètres sont caractérisés par leurs imperfections. Dans la forme de réalisation à comparaison de phase qui sera décrite plus loin, cette imperfection est décrite par le facteur de proportionnalité relatif entre les différents gyromètres. L'imperfection de facteur de 35 proportionnalité pour le gyromètre de roulis peut être exclue du fonctionnement du filtre en mettant en oeuvre une plate-forme stabilisée en roulis comme mentionné ci-dessus. 2907232 7 Il est pratique de décrire la ligne de mire missile/cible en termes de trois cosinus de direction. Il convient égale-ment d'inclure l'un des paramètres qui caractérise l'antenne dans ce vecteur de direction en rendant ainsi sa grandeur 5 égale à cette valeur de paramètre, ce qui tend à simplifier les algorithmescomme ce sera expliqué ci-après. On effectue une estimation de trois composantes de ws, la vitesse de ligne de mire, tout d'abord pour améliorer l'estimation de la direction de la cible et, ensuite, 10 pour établir les signaux d'entrée de l'unité de guidage. Lors de l'estimation du vecteur vitesse de ligne de mire, il est avantageux d'effectuer des mesures de distance, de vitesse de variation de distance (obtenue de manière connue en soi à partir d'une boucle de poursuite en distance) et de 15 l'accélération du missile, afin d'améliorer les possibilités, en particulier à très faible distance et pour des accélérations élevées du missile ainsi que pour des environnements à bruit élevé. Si l'on attend des accélérations élevées de la cible, il peut être avantageux d'augmenter le facteur 20 d'estimation ou estimateur des trois composantes de l'accélération de la cible. Les descriptions qui suivent illustrent la manière dont les principales caractéristiques mentionnées ci-dessus du filtre de poursuite sont mises en oeuvre selon des modes 25 particuliers. Avant de décrire plus en détail les formes de réalisation particulières, on se référera à la figure 3 qui représente une caractéristique typique antenne/récepteur pour un plan unique (azimut ou élévation). L'angle de cible 30 extérieur à l'axe de visée est indiqué, de façon bien connue en soi, par la grandeur et le signe du signal de différence en relation avec le signal de somme utilisé comme référence . La forme précise de la caractéristique dans les conditions de fonctionnement particulières est déterminée par les para- 35 mètres d'antenne mentionnés ci-dessus. Une connaissance précise de ces paramètres est donc nécessaire si la sortie du récepteur doit être traduite correctement en un angle 2907232 de cible. En se référant à la figure 4, on décrira maintenant les principes de la forme de réalisation par comparaison d'amplitude. Il y a lieu de noter que la majorité des blocs de la figure 4 (ou bien de la figure 5) est matérialisée par du logiciel compris dans un dispositif de traitement représenté sur la figure 1 sous la forme du filtre 7 de poursuite angulaire de la cible. La forme de réalisation particulière de l'ensemble de recherche amplitude/comparaison est choisie de manière à présenter les composants principaux suivants : (a) antenne spirale quatre branches (b) récepteur log de comparaison d'amplitudes (c) élément électronique de poursuite angulaire (EAT) (d) gyromètres à inertie. Les gyromètres étant de haute qualité ne nécessitent pas de correction dans le présent exemple. Ces gyromètres 20 sont utilisés en tant que références angulaires de base de l'ensemble. Dans ce cas particulier, chaque branche présente son axe principal fixé à un certain angle convenable sur l'axe longitudinal du missile et ces branches sont disposées 25 de telle sorte que la comparaison en amplitude dans les deux plans puisse être matérialisée. Le diagramme de base de chaque corne d'antenne est supposé avoir la caractéristique de puissance suivante : P = 72 Cos A + 2 Cos2 A 3.1 dans laquelle 8 est l'angle compris entre l'axe de l'antenne individuelle et la ligne de mire sur la cible, a et b sont des constantes caractéristiques de l'antenne. On suppose une symétrie cylindrique. On peut montrer qu'avec cette représentation, il en ressort les signaux de sortie suivants, avant l'introduction de la rétro-alimentation du récepteur EAT. 8 5 10 15 30 35 2907232 paz = (a + bl)m + baz 9 3.2 pet = (a + bl)n - bel ou Is = Cl, m, n1T est un vecteur unité dans la direction 5 de la ligne de mire sur la cible et bdz et bel sont des valeurs de correction inhérentes à la caractéristique antenne/récepteur. Il y a lieu de noter qu'il s'agit d'une expansion à deux paramètres (a et b) de la caractéristique de l'an-10 tenne et de sa relation avec les cosinus de direction de la ligne de mire. On peut considérer des expansions d'ordre élevé si on le désire pour d-'autres antennes et d'autres récepteurs. La tâche de la caractérisation de l'antenne se 15 réduit à celle de l'estimation des quatre quantités a, b, z et bel des équations 3.2. Idéalement, ces quantités baz doivent être connues et stockées en mémoire dans le dispositif de traitement de recherche avant le vol. Ces quanti-tés peuvent être cependant estimées pendant un engagement. 20 Dans le présent exemple, la caractérisation de l'antenne a lieu pendant le vol. L'équation décrivant le mouvement de la ligne de mire par rapport au corps du missile est : 25 3.3 I + w" I -s -s -s-1 -s w = [p, q, r ]T vitesses du corps l'es = [ps, qs, r s T vitesses de ligne de mire 30 35 où Is est la vitesse de variation du vecteur unité de ligne de mire par rapport au missile ; weIs représente le produit vectoriel de w et Is ; p, q et r sont les composantes de vitesse du corps autour des axes de roulistde tangage et de lacet respective- ment (figure 2) Ps, qs et rs sont les composantes similaires de la vitesse de ligne de mire dans l'espace. 2907232 10 Le paramètre a des équations 3.1 et 3.2 peut être défini en termes de cosinus de direction de ligne de mire avec a = [al, am, and T c'est-à-dire un vecteur de longueur a pointant dans la direction de la ligne de mire. On obtient 5 alors : a + w a = w,,a 3.4 A partir des équations 3.2, on peut écrire à nouveau les signaux de sortie avant le récepteur EAT : àaz = (1 + bat al)am + baz àel (1 + b ahan - bel a2 On peut constituer un processus d'estimation récurrente basé sur les équations de vecteursd'état et différentiel: 15 x = [al, am, an, a2 baz. b el ' ps qs, rs ~ T a = - wa + wsäa ws = - w ,S ws a2 o b = o az bel = 0 Les méthodes pour obtenir un tel processus, qui peut être considéré comme un "observateur" de la situation dynamique, sont connues par la documentation. A titre d'exemple, on peut citer le filtre du type "Extended Kalman Filter". Il est souhaitable de ne pas observer tous ces états dans un tel"observateur"unique et certains autres pas du tout, ce qui réduit les impératifs de calcul. Dans la présente forme de réalisation, un tel observateur est obtenu en supposant que le terme b/a2 est connu à priori et en séparant l'estimation de la vitesse de ligne de mire (ps, qs, rs) du processus principal de la manière suivante : 10 3.5 20 25 30 35 2907232 ll x = [al, afin, an, baz, bel ] T 'Adz = [ 1 + â2 xl ] X2 + xy 5 del = [ 1 + ~ b 2 (ws _ ÇU) n O x = + x + (K + K2 )( A - à) 3.8 o o i ws = K3 ( 0- A ) 3.9 Dans l'équation 3.8, l'élément de matrice (ws -w)., 15 est une forme abrégée d'une matrice antisymétrique et correspond à (x), dans l'expression générale : O -x3 X2 X3 O -x1 -x2 X1 O` dans laquelle x = x1 x2 x \ Le "chapeau" H", outre un symbole de quantité, indique la valeur estimée de ladite quantité et le symbole "paraphe" "-" indique une valeur mesurée. K1, K2 et K3 sont les gains Kalman intervenant dans la phase d'estimation et qui seront mieux expliqués ci-dessous. Le mouvement du corps est nécessaire pour identifier les caractéristiques de l'antenne en corrélant indirectement les angles avec les mesures de vitesse de corps intégrées (w) et ce mouvement est imposé pendant le vol. La quantité (A - à) représente le signal de sortie du récepteur EAT et il est simplement : _ àaz àaz 3.10 ( A- à) = Del Ael Pendant la phase d'identification des paramètres d'antenne K2 = K3 = 0 et K1 et donné -par : 3.7 10 (x) 20 25 30 35 2907232 K1 = Q2 12 3.11 PHT 5 10 où P = FP + PFT - K1K1 T + 3.12 Qz T H = F = matrice de l'ensemble dans l'équation 3.8 ax Q = densité spectrale de bruit de l'ensemble 02 = densité spectrale de bruit de mesure La quantité Q est ajustée en fonction du mouvement du corps. Pendant les phases de non-identification, Q est réduit et K2 est donné par : 15 K2 = a 3.13 -x 2 20 G = b -2 X ù x 1 - a2 3 b a2X2 X3 3.14 b a2 X2 X3 b -2 x1 - a2 x2 et K3 = 3(a A.) G 3.15 25 30 35 où a et R sont constants. L'expérience a montré que des erreurs importantes dans la connaissance du paramète b/a2 peuvent être tolérées. La description ci-dessus du processus d'estimation et d'identification est illustrée sur la figure 4. L'antenne et le récepteur sont représentés sous forme d'un bloc commun produisant un signal de sortie représentant un signal de différence généralisé et mesuré qui comprend des composantes en azimut et en élévation A az' A el. La valeur estimée du signal de différence 0 est soustraite de la valeur mesurée en 15 pour donner la différence d'erreur qui apparaît dans les équations 3.8 et 3.9. L'équation 3.8 est alors utilisée en multipliant la différence d'erreur par les gains Kalman (K, + K2) en 17 et en additionnant ce produit en 19 au 2907232 13 produit de la matrice d'ensemble F et du signal de sortie x représentant le vecteur d'état estimé provenant de l'intégration en 21. Le vecteur x est défini ci-dessus en termes des paramètres d'antenne et des cosinus de direction 5 de ligne de mire. Le deuxième membre de l'équation 3.8 est alors complet et le résultat, c'est-à-dire le signal de sortie après l'addition en 19, en devient le premier terme x , qui fournit de manière récurrente x par intégration en 21. 10 La multiplication de x par le vecteur H(23) donne le signal de différence estimé à qui est renvoyé sur le récepteur EAT en 15 pour compléter le cycle. La sortie de signal d'erreur en 15, c'est-à-dire (à - à ) est multipliée en 25 )ar le gain Kalman K3 selon 15 l'équation 3.9 pour produire ws, la différentielle de la vitesse estimée de ligne de mire. L'intégration en 27 donne ms en tant que signal de sortie de guidage destiné à l'unité de guidage 9. Une évaluation continuelle des caractéristiques 20 de l'antenne est ainsi incorporée dans le traitement des signaux de sortie du récepteur, améliorant ainsi la préci- sion des commandes de guidage. En se référant à la figure 5, on décrira maintenant un dispositif chercheur à comparaison de phase. 25 Cette forme de réalisation particulière est supposée présenter les caractéristiques de base suivantes : (a) antenne à quatre quadrants (b) récepteur à comparaison de phase (c) émetteur 30 (d) poursuite angulaire électronique (EAT) (e) gyromètres de qualité inférieure (f) accéléromètres (g) boucles de poursuite en distance et en vitesse de variation de distance. 35 Les gyromètres sont montés sur le corps du missile près de l'antenne afin d'éviter l'influence de la flexion dudit corps. 2907232 14 Le récepteur de poursuite angulaire électronique est d'un type tel que les signaux de sortie dudit récepteur aient la forme suivante . Sdz = (am - am) + termes d'ordre supérieur 5 3.16 Sel = (an -an) + termes d'ordre supérieur où Saz et Sel représentent les différences entre les vec- teurs de ligne de mire mesurés et estimés. 10 [1, m , n ] sont les cosinus de direction de la ligne de mire am, an sont les signaux de commande EAT a est un facteur de proportionnalité analogue à la sensibilité fractionnée d'une 15 antenne statique a est un facteur de proportionnalité, nominalement constant. Pour une antenne à comparaison de phase à quatre fentes (une dans chaque quadrant), les signaux de sortie, 20 avec un récepteur EAT, sont de la forme : S = Ça Sin 27d m - 22d mi az a À Sel =Et Sin 2xd n - 2nd nj où 2d est la distance entre les fentes dans la direction X ou Y aest la longueur d'onde. Comme pour la forme à comparaison d'amplitude décrite dans les équations 3.5 et 3.10, les signaux de sortie du récepteur EAT sont reliés de manière simple aux cosinus de direction de la ligne de mire vers la cible et aux constantes qui définissent les caractéristiques de l'antenne. Comme mentionné plus haut, le présent exemple met en oeuvre des gyromètres de qualité inférieure. On suppose que les erreurs dominantes sont associées au facteur de proportionnalité et au décalage. Les erreurs de facteur de pro-3.17 25 30 35 5 10 15 20 25 30 2907232 15 portionnalité ont probablement un effet très nuisible pour des applications en matière de guidage, du fait qu'il constitue une source d'instabilité de la boucle de guidage. Il est par conséquent nécessaire d'établir une compensation des erreurs de facteur de proportionnalité. Si l'erreur de facteur de proportionnalité sur le gyromètre de roulis est importante, des états additionnels peuvent être associés au filtre. Dans une certaine mesure, l'erreur de facteur de proportionnalité sur le gyromètre latéral peut être compensée par un ajustement de "démultiplication" au niveau du récepteur (c'est-à-dire à sensibilité fractionnée apparente d'une antenne statique). Par conséquent, on peut supposer que l'un des gyromètres est parfait et qu'une correction est seulement nécessaire pour le gyromètre restant, c'est-à-dire qu'on suppose que les vitesses du corps (p, q, r) sont liées aux signaux de sortie du gyromètre (p, q, r) comme suit : P = P q = q 3. 18 r = r(l+u ) r où u est l'erreur de facteur de. proportionnalité. Si la vitesse de roulis du missile est apparemment excessive, on peut effectuer une stabilisation en roulis, auquel cas le gyromètre de vitesse de roulis présentera un très faible signal de sortie et son erreur de facteur de proportionnalité peut être négligée. En pratique, les quantités "p" et "a~des équations 3.16 et 3.18 sont inconnues et elles doivent être estimées, ce qui peut être effectué comme précédemment en utilisant un "observateur" convenable, dont un exemple est donné ci-après. Comme précédemment, l'équation 3.4 s'applique : 35 a +w-a =ws~a Cependant, il résulte de 3.18 w= w+ u r k r B3.19 3.20 2907232 16 où kB est un vecteur unité sur l'axe sensible de l'axe de lacet, c'est-à-dire la direction Z du corps. L'équation différentielle pour la vitesse de ligne de mire est définie comme suit : w • = - wAw - 2R ^ w + AA R ùs - -s ù -s 5 3. 21 10 15 20 25 R R2 w est la vitesse angulaire de ligne de mire ûs w est la vitesse angulaire du corps R est le vecteur de distance de séparation A est l'accélération relative missile/cible, c'est-_ à-dire l'accélération mesurée du missile pour une cible dont la trajectoire ne varie pas. est la vitesse de variation de distance R est IR1, c'est-à-dire la distance de séparation. Cette équation de vitesse de ligne de mire diffère de celle des équations 3.6 par les termes qui dépendent de la distance. Ces termes sont importants pour une vitesse élevée, une accélération élevée et des engagements à courte distance, autrement ils peuvent être négligés. Finalement, une équation différentielle est nécessaire pour l'erreur de facteur de proportionnalité u. Elle est simplement : = 0 3.22 En utilisant les équations ci-dessus, un filtre Kalman large est défini ci-dessous : a = (ws -)A a + K11 6 az + K12 Sel où . 30 w = - w w + -S -A-sK21 saz + K22 sel 35 u = 0 + K az + K32 631 w = w + u rk 6az' sel sont les signaux de sortie du récepteur, tels que définis par les équations 3.16. où 2907232 17 K.. sont les gains Kalman déterminés à partir de la matrice de covariance 'P' 5 K21 K22 K31 K32 10 où a2 est la densité spectrale de bruit mesuré et les matrices Pi sont données par P 1 12 a P2 P3 15 P = T 20 p = FP + PFT - PHTHP + Q 02 -a , -rkB A a 25 30 35 F = o -w A -rkBA ws o o o O 1 0 0 0 0 O HT = 0 0 1 0 0 0 0 Q est une matrice de densités spectrales de bruit de l'ensemble et la notation de la matrice F est donnée ci-dessus en regard de l'équation 3.8. Comme dans le mode à comparaison d'amplitude décrit 2907232 1$ ci-dessus, une certaine quantité du mouvement du corps du missile est nécessaire pour fixer les paramètres et les états à observer. L'antenne est à nouveau calée sur le corps du mis- 5 sile, les quatre éléments de l'antenne ayant des caractéristiques alignées avec l'axe de visée général, un signal de différence étant dérivé du parcours et de la différence de phase sur les différents éléments, de façon connue en soi. 10 Le récepteur 31 d'antenne forme des signaux dedifférence sous la forme de cosinus de direction de la ligne de mire de la cible par rapport aux axes de lacet et de tangage ainsi qu'au facteur de proportionnalité a mentionné dans l'équation 3.16. Ces composantes mesurées am et ân 15 sont différenciées avec des valeurs estimées am, am, en 33 dans le récepteur EAT. Les signaux d'erreur résultants cfaz' del sont alors traités par un filtre Kalman du filtre de poursuite angulaire. Les signaux d'erreur sont multipliés par les gains 20 Kalman K11 et K12 (35) selon la première des équations 3.23 puis additionnés en 37 à un produit englobant la ligne de mire estimée et les vecteurs de vitesse de corps çs et IL) (39) et au vecteur a formé dans une boucle de récurrence. La somme de ces signaux en 37 donne l'ensemble du second 25 membre de la première équation 3.23, c'est-à-dire â , qui est intégré en 41 pour donner â qui comporte les composantes al, am, an. Le cosinus de direction représentant une composante sur l'axe de roulis n'est pas nécessaire pour les erreurs 30 en azimut et en élévation et il est éliminé par le traite-ment de matrice en 43 pour laisser les estimations am, an de la rétro-alimentation du récepteur EAT. Dans cette dérivation, les gains Kalman K11 et K12 sont déterminés comme décrit ci-dessus, pour la matrice 35 de covariance P. Les estimations de vitesse de ligne de mire et de vitesse du corps nécessaires en 39 sont dérivées dans les circuits suivants du filtre de poursuite angulaire. 2907232 ly Les signaux d'erreur daz et del sont multipliés par les gains Kalman K21 et K22 (à nouveau déterminés à par-tir de la matrice P) conformément à la seconde équation 3.23, puis additionnés en 47 à un produit comprenant l'estimation 5 de vitesses de corps w en 49 et l'estimation de ligne de mire ws. Le signal de somme en 47 correspond alors au second membre de la seconde équation 3.23 et par conséquent au premier membre w . L'intégration en 51 donne alors l'es--s mation ws de vitesse de ligne de mire pour être utilisée 10 dans le facteur 39. Un troisième traitement des signaux d'erreur daz, del conformément à la troisième équation 3.23 comprend la multiplication par les gains Kalman K31 et K32 en 55. L'intégration en 47 donne alors l'estimation d'erreur de facteur 15 de proportionnalité. La multiplication en 59 par r kB et l'addition en 61 à la vitesse de corps mesurée w (dérivée des gyromètres IRU) donne l'estimation de vitesse de corps w qui tient compte des erreurs de facteur de proportionna-lité. Cette estimation est utilisée dans la dérivation en 20 39. Les techniques décrites ci-dessus sont également valables pour la combinaison de comparaisons en amplitude et en phase, par exemple celles basées sur des dispositifs à réflecteur et point focal, des faisceaux plans, des fais- 25 ceaux en phase, etc. De même, on peut utiliser les deux types de comparaison avec d'autres types de détecteurs donnant une information angulaire sur les axes intéressés. Les exemples donnés ci-dessus supposent que les informations de géométrie missile/cible sont toutes obtenues 30 à partir de détecteurs montés à bord. L'ensemble fonctionne également si certaines ou toutes ces informations sont four-nies à partir d'un détecteur hors du bord, par exemple par l'intermédiaire d'une liaison de commande provenant d'un radar de poursuite. REVENDICATIONS 1. Ensemble radar de poursuite angulaire pour missile de recherche de cible comportant une antenne fixe sur le corps dudit missile, caractérisé par le fait qu'il comprend un récepteur sensible aux signaux de la cible reçus par l'antenne et formant des signaux de sortie indicatifs de la direction de la cible, des moyens de traitement destinés à dériver les signaux de sortie du récepteur en termes de cosinus de direction de la ligne de mire de la cible par rapport aux axes du missile, ainsi que les caractéristiques des constantes de l'antenne, ledit moyen de traitement comprenant un circuit d'estimation par récurrence sensible aux signaux de sortie du récepteur et aux signaux représentatifs de la vitesse angulaire du missile afin de former une esti- mation de la ligne de mire de la cible et/ou de sa vitesse angulaire en vue du guidage du missile. 2. Ensemble radar selon la revendication 1, du type à localisation de cible par comparaison d'amplitude, caractérisé par le fait que le circuit d'estimation par récur- rence est destiné à fournir des estimations des constantes de l'antenne et des signaux indicatifs de l'erreur existant entre les signaux de différence de cible estimés et mesurés, de la ligne de mire de cible, à partir desdits signaux d'erreur. 3. Ensemble radar selon la revendication 1, du type à localisation de cible par comparaison de phase, caractérisé par le fait qu'il comprend un estimateur à récurrence sensible à la différence entre les composantes de vecteur de signal de différence de cible estimées et mesurées et sensible également aux estimations de vitesses de ligne de mire de cible et de vitesse angulaire du missile, afin de former lesdites composantes de vecteur de signal de différence estimées de cible, un autre estimateur à récurrence sensible à ladite différence entre les composantes de vecteur de signal de différence de cible mesurées et estimées et sensible également à une estimation de la vitesse angulaire du corps de missile, afin de produire la réponse à ladite différence entre les composantes de vecteur de signal 2907232 21 de différence de cible mesurées et estimées,et sensible également aux signaux représentatifs de la vitesse angulaire du missile, ladite estimation de la vitesse angulaire du corps de missile. 5 4. Ensemble radar selon l'une quelconque des revendications 1 à 3, caractérisé par le fait que le moyen de traitement est destiné à fournir une estimation de l'erreur de facteur de proportionnalité par rapport à au moins un gyromètre du corps de missile, ladite estimation d'erreur 10 de facteur de proportionnalité étant incorporée à la composante mesurée correspondante de la vitesse angulaire du corps de missile afin de former ladite estimation de ligne de mire de cible. 5. Ensemble radar selon l'une quelconque des reven- 15 dications 1 à 4, caractérisé par le fait qu'il comprend un moyen pour orienter la caractéristique d'antenne en réponse à ladite estimation de ligne de mire de cible.