FR 2949568 A1 20110304 FR 0904048 A 20090825 Procédé de discrimination radar entre un avion de ligne et un avion de chasse L'invention concerne un procédé de discrimination entre un avion de ligne et un avion de chasse dans un signal reçu par un radar. Elle s'applique notamment dans les radars aéroportés de conduite de tir. Les radars équipant les aéronefs permettent la détection de cibles volantes telles que les avions de ligne et les avions de chasse. De manière générale, ils permettent de détecter, pour une distance donnée, tout type d'aéronef ayant une surface équivalente radar supérieure à une surface seuil. Cette surface seuil dépend principalement de la sensibilité du radar, c'est-à-dire du niveau de puissance émise par le radar et des traitements appliqués aux signaux radars reçus. Par ailleurs, les pilotes d'avions de combat ont besoin de pouvoir reconnaître la cible détectée ou, tout au moins, de pouvoir déterminer s'il s'agit d'un avion de combat û en général un avion de chasse û ou d'un avion de ligne. Cette discrimination est notamment utile pour permettre d'informer le pilote qu'il se trouve en présence d'une cible potentiellement hostile. Elle permet également d'assister le pilote dans sa prise de décision d'un tir de missile. Hors, si les traitements radar présentent une grande fiabilité de reconnaître lorsque la cible éclairée est un avion de chasse, la discrimination entre avion de chasse et avion de ligne est plus difficile. Cet aspect représente le point faible des traitements radar actuels. Plusieurs solutions peuvent être envisagées pour tenter de discriminer les avions de combat des avions de ligne. Une première solution consiste à utiliser un radar à haute résolution en distance. Lorsque la résolution est suffisamment élevée, elle permet de déterminer la longueur de la cible. Cependant, la détermination de la longueur de la cible n'est pas fiable pour plusieurs raisons. Premièrement, la longueur observée par le radar dépend de l'orientation de la cible par rapport au faisceau émis par le radar. Par exemple, la partie arrière d'un avion peut être masquée par sa partie avant dans une configuration face à face. Le masquage peut ainsi entraîner une sous-estimation de la longueur d'un avion de ligne. Deuxièmement, un signal radar heurtant l'entrée d'air d'un réacteur est soumis à des trajets multiples dans les différents étages du réacteur avant d'être reçu par le radar. Par conséquent, la longueur de la cible est faussée. En particulier, la longueur d'un avion de chasse peut être surestimée. L'utilisation d'un radar à haute résolution en distance ne permet donc pas de discriminer de façon fiable un avion de chasse d'un avion de ligne. Une deuxième solution consiste à déterminer la surface équivalente radar (SER) de la cible. Sachant que la SER des avions de chasse est de l'ordre de quelques mètres carrés et que la SER des avions de ligne est de quelques dizaines de mètres carrés, il est théoriquement possible d'en déduire le type d'avion. Néanmoins, dans la pratique, on constate un fort recouvrement entre les SERs des avions de chasse et celles des avions de ligne. Une discrimination basée sur les SERs n'est donc pas fiable. Une troisième solution consiste à analyser la signature Doppler générée par les parties mobiles de la cible, en l'occurrence le compresseur ou la turbine d'un turboréacteur équipant la cible. Une analyse de la signature Doppler permet de déterminer le nombre d'aubes du compresseur ou de la turbine. A partir de ces nombres d'aubes et d'une base de données, il est possible de déterminer le modèle d'avion. Cependant, cette méthode ne fonctionne que si l'avion cible est connu de la base de données. En outre, il s'avère que les nombres d'aubes du compresseur ou de la turbine d'un turboréacteur équipant certains avions de chasse peuvent être respectivement identiques à ceux d'un turboréacteur équipant certains avions de ligne. Une discrimination basée sur les nombres d'aubes est donc incertaine. Un but de l'invention est notamment de pallier tout ou partie des inconvénients précités en proposant un critère de discrimination simple et fiable. A cet effet, l'invention a pour objet un procédé de discrimination entre un avion de ligne et un avion de chasse dans un signal reçu par un radar, ledit avion comprenant un turboréacteur, le procédé étant caractérisé en ce qu'il comprend les étapes suivantes : - déterminer une vitesse de rotation du turboréacteur à partir du signal reçu par le radar, - comparer cette vitesse de rotation à une vitesse seuil prédéterminée, - déclarer l'avion comme étant un avion de ligne si la vitesse de rotation est inférieure à la vitesse seuil prédéterminée, et comme un avion de 5 chasse sinon. La vitesse seuil prédéterminée peut être sensiblement égale à 100 tours par seconde. 10 Le turboréacteur peut comprendre un nombre d'aubes au niveau d'un premier étage et un nombre d'aubes au niveau d'un deuxième étage de son compresseur ou de sa turbine. La vitesse de rotation du turboréacteur peut alors être déterminée par les étapes suivantes : déterminer, par une analyse dans le domaine spectral du 15 signal reçu par le radar, le produit du nombre d'aubes du premier étage du compresseur ou de la turbine du turboréacteur par la vitesse de rotation du turboréacteur, - déterminer, par une analyse dans le domaine cepstral du signal reçu par le radar, le produit de la vitesse de rotation du turboréacteur 20 par le plus grand commun diviseur entre le nombre d'aubes du premier étage et le nombre d'aubes du deuxième étage du compresseur ou de la turbine, - déterminer, par une résolution d'un système d'équations formé par les produits obtenus aux étapes précédentes, la vitesse de rotation du turboréacteur. 25 Selon une forme particulière de réalisation, le procédé comprend, en outre, les étapes suivantes : - déterminer, par une analyse dans le domaine spectral du signal reçu par le radar, le produit du nombre d'aubes du deuxième étage du 30 compresseur ou de la turbine du turboréacteur par la vitesse de rotation du turboréacteur, - déterminer, par une résolution d'un système d'équations formé du produit obtenu précédemment et des produits obtenus précédemment, le nombre d'aubes du premier étage et le nombre d'aubes du deuxième étage 35 du compresseur ou de la turbine du turboréacteur. Les nombres d'aubes du premier et du deuxième étage du compresseur ou de la turbine ainsi que la vitesse de rotation du turboréacteur peuvent être comparés à des ensembles de données, chaque ensemble de données correspondant à un modèle d'avion, le résultat de la comparaison permettant de déterminer le modèle de l'avion éclairé par le radar. L'invention a notamment pour avantage de n'engendrer pour son 10 implémentation dans une chaîne existante de traitement radar que des modifications mineures. L'invention sera mieux comprise et d'autres avantages apparaîtront à la lecture de la description détaillée d'un mode de réalisation 15 donné à titre d'exemple, description faite en regard de dessins annexés qui représentent : - la figure 1, par un synoptique, des étapes possibles du procédé de discrimination selon l'invention, la figure 2, sous forme de graphes, des exemples de signaux 20 obtenus lors du procédé de discrimination selon l'invention et permettant de déterminer une vitesse de rotation d'un turboréacteur équipant un avion détecté, - la figure 3, par un synoptique, des étapes possibles pour la détermination de la vitesse de rotation du turboréacteur. 25 La présente invention exploite indirectement la différence de taille entre les réacteurs des avions de ligne et ceux des avions de chasse. Les réacteurs des avions de ligne ont généralement des dimensions deux à trois fois plus importantes que celles des réacteurs des avions de chasse. En 30 particulier, le rapport dimensionnel de deux à trois est quasi systématiquement observé entre le rayon des aubes ù du compresseur ou de la turbine ù d'un réacteur d'avion de ligne, et le rayon des aubes d'un réacteur d'avion de chasse. Etant donné que les phénomènes de claquage de l'air sont fonction de la vitesse tangentielle, ils se produisent d'abord en 35 bout d'aubes, c'est-à-dire en périphérie extérieure des aubes, et limitent les vitesses maximales de rotation des réacteurs proportionnellement au rayon des aubes. En conséquence, un rapport inverse ù de un demi à un tiers ù au rapport dimensionnel existe entre la vitesse de rotation maximale d'un réacteur d'avion de ligne et celle d'un avion de chasse. Compte tenu des plages d'emploi en vol des réacteurs, il est possible de déterminer un seuil de discrimination situé entre la vitesse de rotation typique maximale d'un réacteur d'avion de ligne et la vitesse de rotation typique minimale d'un réacteur d'avion de chasse. L'invention exploite alors l'information de vitesse de rotation pour la comparer à ce seuil de discrimination. La figure 1 représente, par un synoptique, des étapes possibles du procédé de discrimination selon l'invention. Dans une première étape El, on émet un signal radar, par exemple un train d'impulsions cohérent. Dans une deuxième étape E2, on reçoit un signal SR comportant un écho du signal radar. On considère pour la suite de la description que le signal radar a rencontré une entrée d'air ou une sortie d'air d'un turboréacteur. Dans une troisième étape E3, on détermine, à partir du signal SR, une vitesse de rotation S2 du turboréacteur. Dans une quatrième étape E4, on compare la vitesse de rotation SZ à une vitesse seuil n prédéterminée. Le résultat de cette comparaison permet de déclarer l'avion équipé du turboréacteur comme étant soit un avion de ligne, soit un avion de chasse. En l'occurrence, si la vitesse de rotation �2 est inférieure à la vitesse seuil ûs, l'avion est considéré comme étant un avion de ligne ; si la vitesse de rotation SZ est supérieure ou égale à la vitesse seuil û , l'avion est considéré comme étant un avion de chasse. Selon une forme particulière de réalisation, la vitesse seuil S2s est fixée à 100 tours par seconde (tr/s). Cette vitesse correspond à la vitesse de rotation typique maximale observée en vol sur les turboréacteurs d'avions de ligne et à la vitesse de rotation typique minimale observée sur les turboréacteurs d'avions de chasse. En pratique, les turboréacteurs de certains avions de chasse peuvent avoir une vitesse de rotation minimum en dessous de 100 tris pendant des phases spécifiques (avion au repos, à la fin d'un atterrissage). En raison du caractère spécifique de ces phases, il n'y a pas de gêne opérationnelle. Toute vitesse seuil Os avoisinant la vitesse de 100 tr/s, par exemple comprise entre 70 et 130 tris, peut être utilisée dans le cadre de l'invention pour discriminer un avion de ligne d'un avion de chasse. La figure 2 illustre, sous forme de graphes, deux exemples de signaux obtenus lors de l'étape E3 de détermination de la vitesse de rotation S2 d'un turboréacteur. Chaque graphe représente l'amplitude en fonction du temps d'un signal radar SR provenant d'un turboréacteur d'avion. Le premier graphe 21a est relatif à un signal SRI provenant d'un turboréacteur d'avion de ligne, et le deuxième graphe 21b est relatif à un signal SR2 provenant d'un turboréacteur d'avion de chasse. Le premier graphe 21a montre un peigne de raies 22a dont la période Ta entre chaque raie est environ égale à 13 millièmes de secondes. Cette période Ta correspond à une vitesse de rotation 12a sensiblement égale à 77 tours par seconde (=1/13.10-3). Le deuxième graphe 21 b montre un peigne de raies 22b dont la période Tb entre chaque raie est environ égale à 7 millièmes de secondes, ce qui correspond à une vitesse de rotation 12b sensiblement égale à 143 tours par seconde (4/7.10-3). Selon une forme particulière de réalisation, l'étape E3 de détermination de la vitesse de rotation 12 exploite la modulation du signal radar par les aubes du turboréacteur équipant l'avion à identifier. La modulation du signal radar donne naissance à des valeurs de périodicité que l'on cherche à extraire par une double analyse, une première analyse dans le domaine spectral, et une deuxième analyse dans le domaine cepstral. La figure 3 montre un synoptique d'exploitation du signal radar SR par une analyse dans le domaine spectral et dans le domaine cepstral. On considère que le signal radar SR est reçu après avoir été modulé soit par les aubes du premier étage du compresseur du turboréacteur (en passe avant), soit par les aubes du premier étage de la turbine du turboréacteur (en passe arrière). Dans le cas d'un avion de ligne, le turboréacteur peut comporter une soufflante. Dans ce cas, la soufflante correspond au premier étage du compresseur. En plus d'être modulé par le premier étage du compresseur ou de la turbine, le signal radar SR peut être modulé par le deuxième étage, respectivement, du compresseur ou de la turbine. Dans l'exemple de la figure 3, le turboréacteur de l'avion à identifier comporte un nombre NI d'aubes au niveau du premier étage de son compresseur (passe avant) ou de sa turbine (passe arrière) et un nombre N2 d'aubes au niveau du deuxième étage de son compresseur (passe avant) ou de sa turbine (passe arrière). Une unité de traitement spectral 31 reçoit le signal radar SR et en extrait notamment les informations suivantes : - le produit N1.S2 du nombre NI d'aubes du premier étage du turboréacteur équipant l'avion à identifier par la vitesse de rotation f2 du turboréacteur ; éventuellement, le produit N2.S2 du nombre N2 d'aubes du 10 deuxième étage du turboréacteur équipant l'avion à identifier par la vitesse de rotation S2 du turboréacteur. Dans la mesure où c'est la vitesse de rotation S2 qui importe pour la discrimination, il est sans importance que le signal radar SR pénètre l'intérieur du turboréacteur par son entrée d'air (compresseur) ou par son 15 échappement (turbine). Autrement dit, que les nombres NI et N2 correspondent aux nombres d'aubes des premier et deuxième étages du compresseur ou de la turbine est sans influence sur la détermination de la vitesse de rotation f2. 20 Le signal radar SR est également reçu par une unité de traitement cepstral 32. Le cepstre C(x) d'un signal x(t), où t représente la variable temps, peut être défini par la relation : C(x) = TF-' (1ogfrF(x2)), (1) avec TF la transformée de Fourier d'un signal et TF-1 la transformée de 25 Fourier inverse d'un signal. Avantageusement, l'unité de traitement cepstral 32 reçoit directement la transformée de Fourier du signal radar SR de l'unité de traitement spectral 31. L'unité de traitement cepstral 32 effectue un traitement permettant notamment d'extraire le produit S2.PGCD(N1,N2) de la vitesse de rotation 52 du turboréacteur par le plus grand commun diviseur 30 entre les nombres NI et N2. Ce produit S2.PGCD(N1,N2) résulte de l'intermodulation du signal radar par les aubes des deux étages du compresseur ou de la turbine du turboréacteur équipant l'avion à identifier. Cette intermodulation forme un signal périodique dont la fréquence est par exemple de l'ordre de 100 Hz à 300 Hz. Les informations extraites de l'unité 35 de traitement spectral 31 et de l'unité de traitement cepstral 32, notamment le produit N1.n, le produit n.PGCD(N1,N2), et, le cas échéant, le produit N2.S2, sont transmises à un système de résolution d'équations 33 ayant pour fonction de résoudre le système, en particulier de déterminer la vitesse de rotation S2 du turboréacteur. L'information de vitesse de rotation S2 peut alors être utilisée pour une comparaison avec la vitesse seuil ûs, conformément à l'étape E4. Le produit N2.0 n'est pas indispensable pour déterminer la vitesse de rotation a Cependant, si ce produit fait partie des informations disponibles, le système de résolution d'équations 33 peut en outre extraire les informations suivantes : - le nombre NI d'aubes du premier étage du compresseur (passe avant) ou de la turbine (passe arrière) du turboréacteur équipant l'avion à identifier, et - le nombre N2 d'aubes du deuxième étage du compresseur (passe avant) ou de la turbine (passe arrière) du turboréacteur équipant l'avion à identifier. Il est alors possible de compléter le procédé de discrimination selon l'invention avec une discrimination basée sur les nombres NI, N2 d'aubes du compresseur ou de la turbine et sur leur vitesse de rotation O. Les informations NI, N2 et S2 sont comparées à des ensembles de données d'une base de données 34 préalablement renseignée. Chaque ensemble de données correspond à un modèle d'avion. Le résultat des comparaisons permet de déterminer le modèle d'avion détecté Id dans la mesure où l'ensemble de données correspondant aux informations NI, N2 et 52 déterminées est connu de la base de données. En l'absence de correspondance entre les informations NI, N2 et S2 déterminées pour l'avion détecté et un ensemble de données de la base de données 34, il est toutefois possible de déterminer si l'avion détecté est un avion de ligne ou un avion de chasse grâce à l'information de vitesse de rotation �2. REVENDICATIONS1. Procédé de discrimination entre un avion de ligne et un avion de chasse dans un signal (SR) reçu par un radar, ledit avion comprenant un turboréacteur, le procédé étant caractérisé en ce qu'il comprend les étapes suivantes : - déterminer (E3) une vitesse de rotation (S2) du turboréacteur à partir du signal (SR) reçu par le radar, - comparer (E4) cette vitesse de rotation (S2) à une vitesse seuil (ns) prédéterminée, - déclarer l'avion comme étant un avion de ligne si la vitesse de 10 rotation (S2) est inférieure à la vitesse seuil (Os) prédéterminée, et comme un avion de chasse sinon. 2. Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce que la 15 vitesse seuil (Os) prédéterminée est sensiblement égale à 100 tours par seconde. 3. Procédé selon l'une des revendications 1 et 2, caractérisé en ce que le turboréacteur comprend un nombre (NI) d'aubes au niveau d'un 20 premier étage et un nombre (N2) d'aubes au niveau d'un deuxième étage de son compresseur ou de sa turbine, la vitesse de rotation (S)) du turboréacteur étant déterminée par les étapes suivantes : - déterminer, par une analyse dans le domaine spectral du signal (SR) reçu par le radar, le produit (N1.n) du nombre (NI) d'aubes du 25 premier étage du compresseur ou de la turbine du turboréacteur par la vitesse de rotation (0) du turboréacteur, - déterminer, par une analyse dans le domaine cepstral du signal (SR) reçu par le radar, le produit (S2.PGCD(N1,N2)) de la vitesse de rotation (0) du turboréacteur par le plus grand commun diviseur entre le 30 nombre (NI) d'aubes du premier étage et le nombre (N2) d'aubes du deuxième étage du compresseur ou de la turbine, - déterminer, par une résolution d'un système d'équations formé par les produits (N1.n, aPGCD(N1,N2)) obtenus aux étapes précédentes, la vitesse de rotation (1)) du turboréacteur. 4. Procédé selon la revendication 3, caractérisé en ce qu'il comprend, en outre, les étapes suivantes : déterminer, par une analyse dans le domaine spectral du signal (SR) reçu par le radar, le produit (N2.n) du nombre (N2) d'aubes du deuxième étage du compresseur ou de la turbine du turboréacteur par la vitesse de rotation (û) du turboréacteur, - déterminer, par une résolution d'un système d'équations formé du produit (N2.S2) obtenu précédemment et des produits (N1.û, S PGCD(N1,N2)) obtenus aux étapes d'analyse de la revendication 3, le nombre (NI) d'aubes du premier étage et le nombre (N2) d'aubes du deuxième étage du compresseur ou de la turbine du turboréacteur. 5. Procédé selon la revendication 4, caractérisé en ce que les nombres (NI, N2) d'aubes du premier et du deuxième étage du compresseur ou de la turbine ainsi que la vitesse de rotation (û) du turboréacteur sont comparés à des ensembles de données, chaque ensemble de données correspondant à un modèle d'avion, le résultat de la comparaison permettant de déterminer le modèle de l'avion éclairé par le radar.