Proccéd et dispositif pour produire des signaux de commande formés à oartir d'ordres de guidage pour des organes de ma- noeuvre de missiles animés d'un mouvement de roulis. La présente invention se rapporte à un procédé et un dispositif pour produire des signaux de commande formés partir d'ordres de guidage pour des organes de manoeuvre, actionnés en discontinu, de missiles roulant autour de leur axe longitudinal. Les missiles de ce type sont soit téléguidés soit autoguidés par poursuite automatique de l'objectif; dans le premier cas, les ordres d'un poste de guidage sont transmis au missile par un moyen approprié, par exemple un fil de gui- dage, tandis que dans le second cas, les ordres de guidage sont en général produits dans le missile lui-même. De tels missiles sont par exemple utilisés pour la lutte contre les blindés ou les avions volant à basse altitude et présentent généralement un propulseur dans le flux duquel une ou plusieurs gouvernes pénètrent au reçu d'ordres pour le guidage du missile. Ces systèmes de commande par gouvernes placées dansleflux du propul- seur agissent en général par tout ou rien c'est-à-dire que la profondeur de pénétration d'une gouverne dans le flux du pro- pulseur est égale pour n'importe quel ordre de guidage et que seule la durée de pénétration varie selon les différents ordres de guidage reçus. L'influence de l'ordre ou du moment de com- mande sur le missile est par conséquent liée à la durée de pénétration de la gouverne dans le flux du propulseur, et le sens de son action à la phase o il se situe par rapport à une position de roulis de référence du missile. Dans de tels missiles autopropulsés c'est en parti- culier la phase de vol juste après le lancement qui est criti- que. D'une part, la vitesse du missile est encore faible de sorte que les éventuelles surfaces stabilisatrices aérodyna- mique du missile n'ont pas encore toute leur efficacité et que ce dernier n'a pas encore atteint sa stabilité de vol défini- tive. D'autre part, même de légères perturabtions pendant le lancement du missile comme par exemple de faibles moments imprIrms à celui-ci lors de son envol à partir d'une rampe ou d'un tube de lancement peuvent provoquer des écarts de vol en ce sens que l'axe longitudinal du missile ne coïncide plus exactement avec le sens de vol de consigne. Il y a donc lieu de prendre des dispositions pour réduire autant que possible ces écarts ou les compenser. $ Dans les procédés utilisés jusqu'ici pour produire des signaux d'ordres de guidage, il n'est guère possible d'ajouter vectoriellement en plus de ces signaux d'ordres de guidage d'autres signaux produits par exemple dans un circuit de réglage interne du missile. De tels signaux supplémentaires ou correctifs pourraient servir à compenser par une technique de réglage l'écart de l'axe longitudinal du missile par rap- port au sens du vol de consigne en fonction de l'angle d'in- cidence entre l'axe longitudinal et le sens de vol ou de la vitesse de déviation. Une conversion des signaux d'ordres de guidage trans- mis et des signaux de correction formés dans un circuit de réglage interne entre un autre mode de représentation de l'or- dre de guidage effectif entratne dans l'exécution de l'ordre un retard d'au moins une période de roulis, ce qui dans les cas limites n'est plus tolérable du point de vue des techni- ques de réglage. Pour le téléguidage d'un missile tournant autour de sa position de roulis, le brevet allemand l1 56161 décrit un procédé dans lequel à l'intérieur du missile on mesure à l'aide d'un gyroscope de virage la vitesse angulaire de ce missile autour d'un axe transversale solidaire de ce dernier. A l'in- térieur du missile, les signaux d'ordres qui lui sont transmis en coordonnées cartésiennes sont transformés en coordonnées polaires et corrigés en fonction du résultat desvaleurs mesu- rées du gyroscope de virage de façon que l'axe longitudinal du missile soit ramené dans le sens du vol de consigne. Un tel procédé nécessite toutefois un transformateur de coordonnées et un gyroscope de virage supplémentaire. Dans un téléguidage avec une telle transformation des coordonnées, des signaux d'ordres émanant du poste de guidage et des signaux de correction produits dans le missile peuvent certes être superposés, mais les sigrnaux de commande ainsi déterminés ne sont qu'une approximation du signal effec- tivement nécessaire, si bien que le missile est guidé à la manière d'un réglage par tout ou rien et que par conséquent son axe longitudinal oscille constamment autour de la valeur de consigne (principe dit par à coups). Pour pouvoir utiliser les demi-ondes positive et négative du signal d'ordre de gui- dage, il est en outre prévue une paire de gouvernes accouplées électriquement et dont l'un en général se trouve constamment dans le flux du propulseur. Pour ces raisons, la puissance de poussée effective est aussi diminuée. Au total ce type de téléguidage remplit certes les fonctions normalement exigées. Il serait toutefois souhaitable de disposer d'une commande perfectionnée permettant une plus grande précision de vol. Dans les missiles mentionnés, on souhaite parfois entre autres pouvoir lancer le missile tourné de 90 à 180 autour de la position de roulis de référence. Comme la posi- de ol, tion/se rference est souvent représentée par une impulsion dite de crête qui est dérivée d'un gyroscope de position et qui forme l'impulsion de référence pour la position de phase des signaux d'ordres de guidage, les ordres de direction et d'altitude coïncideraient dans le temps aueeeateimpulsion de crête dans le cas d'un tel lancement. Ainsi les signaux d'ordres de guidage et l'impulsion de crête devraient pouvoir être reçus simultanément dans l'installation de guidage et dans le missile. Comme de tels missiles sont généralement téléguidés par un fil de guidage dont la largeur de bande de transmission est limitée il en résulte des complications difficiles à surmonter de façon fiable. La présente invention a par conséquent pour objet de perfectionner un procédé et dispositif du type précité de afin que le missile puisse être guidé de façon sensiblement plus précise qu'avec les organes de manoeuvre actionnés en discontinu que l'on utilisait Jusqu'ici. Ce résultat est atteint selon l'invention avec un que procédé caractérisé par le fait/l'ordre de guidage est repeé- senté sous forme d'un signal d'ordre périodique rapporté à'la fréquence de roulis du missile d'une amplitude correspondant à la valeur de l'ordre et une position de phase correspondant au sens d'action de l'ordre vis-à- vis d'une position de ro4lis de référence du missile, qu'entre deux passages par zéro du signal d'ordre périodique on produit à chaque fois en même temps que ce dernier un signal de fonction dont la courbe est établie de façon qu'il coupe le signal d'ordre en deux Ins- tants symétriques par rapport à son maximum, et que l'inter- valle entre ces deux points d'intersection soit proportionnel à l'amplitude du signal d'ordre et que le signal d'ordre est généré pendant cet intervalle. Pour la mise en oeuvre de ce procédé l'invention prévoit un dispositif caractérisé par le fait que le signal d'ordre est un signal périodique, rapporté à la fréquence de roulis du missile, d'une amplitude correspondant à la valeur de l'ordre et d'une position de phase correspondant au sens d'action de l'ordre vis-à-vis de la position de roulis de référence, que le dispositif comporte un générateur de fonc- tion qui, commandé-par les passages par zéro du signal d'ordre périodique, délivre entre deux passages par zéro dudit signal d'ordre un signal de fonction déterminé qui coupe le signal d'ordre en des instants symétriques par-rapport à son maximum, l'intervalle entre ces deux points d'intersec- tion étant proportionnel à l'amplitude du signal d'ordre et qu'il est prévu un circuit de comparaison et de commande qui délivre un 'signal de sortie formant le signal de eommande pour les organes de manoeuvre et dont le début et la fin sont dé- terminés par les deux points d'interseetion du signal de fonc- tion avec le signal d'ordre. Le signal de commande pour l'organe de manoeuvre est par conséquent développé à partir d'un signal d'ordre qui est de préférence un signal sinusoïdal dont l'amplitude correspond o0 à la valeur de l'ordre et dont la position de phase vis-à-vis de la position de roulis de référence correspond au sens d'action de l'ordre. Par une telle conception du signal d'ordre, il est possible de superposer des signaux de correction éla- borés à l'intérieur du missile, par exemple l'écart de l'axe longitudinal du missile par rapport à 'une valeur de consigne ou la vitesse de déviation de cet axe longitudinal du missile par rapport à la position de consigne, à ce signal d'ordre dans un circuit de réglage interne, de sorte eue l'on obtient Ici aussi un signal d'ordre total sinusoldal. Au moment du passage par zéro de ce signal d'ordre total, on met en route un générateur de fonction qui produit une fonction établie de façon à couper le signal d'ordre en deux instants symétriques par rapport à son maximum, l'inter- valle entre les points d'intersection étant proportionnel à l'amplitude du signal d'ordre. A l'inverse des signaux de commande produits selon les procédés connus, un signal de commande généré selon l'invention est en fait une représen- tation précise du signal sinusoïdal idéal et non pas une simple approximation grossière. Le signal de commande est en outre élaboré en synchronisme avec le signal d'ordre. La formation du signal de commande selon l'invention confère également au missile pendant la phase de démarrage une stabilité de vol bien plus grande que précédemment. Même si pendant cette phase aucun signal d'ordre de guidage n'est trans- mis au missile, il se développe à l'intérieur de celui-ci les signaux de correction mentionnés qui à leur tour peuvent être représentés par une fonction sinusoïdale ou cosinusotdale. Les signaux de commande élaborés conformément au signal de fonction correspondent de façon précise aux signaux de correction sinu- soIdaux de sorte que le missile est immédiatement remis dans sa direction de consigne sans osciller autour de celle-ci. La mise en place d'un circuit de réglage interne per- met une plus grande amplification du circuit de réglage de sorte que le système de commande de l'axe longitudinal du mis- sile est insensible aux paramètres perturbateurs et que ce dernier peut ainsi être mieux maintenu dans la direction du vol de consigne. Par ailleurs le missile peut également être lancé dans une position de roulis décalée par rapport à la position normale, attendu qu'avec le procédé selon l'invention la coïncidence dans le temps de l'impulsion de crête et du signal d'ordre de guidage ne pose aucun problème. Il suffit que le récepteur de bord du missile soit établi de façon à pouvoir émettre l'impulsion de crête par la voie de transmis- sion prévue, c'est-à-direen général un fil de guidage, sans perturber sensiblement le signal de guidage reçu. Le missile peut être téléguidé avec une très faible largeur de bande si bien que les fils de guidage peuvent encore etre utilisés. Bien entendu à la place d'un seul organe de manoeuvre, il est aussi possible d'utiliser deux organes de manoeuvre décalés de 180 . A cet effet il suffit de donner au signal d'ordre un signe contraire et de lui faire couper à nouveau le signal de fonetion. Le signal de fonction est dans ce cas mis en route à chaque passage par zéro du signal d'ordre total. La forme du signal de fonction dépend de l'action recherchée en ce qui concerne la durée du signal de commande. Le signal de fonction a de préférence la forme a y = Sx cos x, a étant une constante, x = wt avec égal à la fréquence de roulis du missile et t égal au temps. Si en cas d'un ordre complet (KFK = 1) -la largeur du signal de commande doit être de 1200. Ce qui est une valeur normale pour les missiles guidés par gouvernes placées dans le flux du propulseur, la constante a prend la valeur + 3. L'invention sera mieux comprise à l'aide de la descrip- tion d'un mode de réalisation pris comme exemple, mais non limitatif, et illustré par le dessin annexé, sur lequel: la figure 1 est un schéma synoptique d'un dispositif pour produire des signaux de commande pour un missile téléguidé selon l'invention; la figure 2 est un diagramme polaire représentant un signal d'ordre total composé d'un signal d'ordre de guidage et d'un signal de correction; la figure représente un signal d'ordre et un signal de fonction pour former un signal de commande pour la gouverne, placée dans le flux du propulseur, d'un missile; la figure 4 est un diagramme synoptique d'un circuit produisant le signal de fonction. La figure 1 représente un dispositif destiné à produire des signaux de commande pour une gouverne 1, placée dans le flux du propulseur, d'un missile téléguidé roulant autour de son axe longitudinal et autrement non représenté. Le missile est téléguidé par un fil de guidage 2 relié à un coupleur - servant simultanément de récepteur de hord pour capter les signaux d'ordres transmis par un poste de guidage non représenté et t496293 d'émetteur pour envoyer une impulsion de crête de référence au poste de guidage. Par le fil, ce poste envoie au missile des signaux d'ordres de guidage KLE sous la forme d'un signal cosinusotdal de la forme KLE c=os (+ca) (1) Le signal est ici représenté en coordonnées polaires conformé- ment à la figure 2, si bien nue S est l'amplitude du signal d'ordre de guidage, À est égal à wt avec 2 égal à la fréquence de roulis du missile et t égal au temps. L'angle a indique la position de phase du signal d'ordre de guidage transmis par rapport à la position de roulis de référence du missile, et à chaque fois que le missile occupe cette position de référence, l'impulsion de crête ci-dessus mentionnée est envoyée au poste de guidage. L'impulsion de crête est formée de façon connue à l'intérieur du missile par un système gyros- copique 5. Au signal d'ordre de guidage sont superposés des si- gnaux de correction formés à l'intérieur du missile, ces si- gnaux étant, comme indiqué,sur la figure 1, l'écart u de l'axe longitudinal du missile par rapport à une direction de consigne et la vitesse de déviation u' de l'axe longitudinal du missile par rapport à cette direction de consigne. Ce signal de correction est produit à l'intérieur du missile au moyen d'un circuit de régulation interne, Par exemple en mesurant ces valeurs de mesure mentionnées au moyen d'un gyroscope. La dé- rive u de l'axe longitudinal du missile peut être mesurée de façon connue avec un gyroscope normal d'attitude et la vites- 0 se de déviation u', par exemple avec un gyroscope de virage. Sur la figure 1 cela est illustré schématiquement en ramenant un signal initial correspondant à la dérive u ou à la vitesse de dérive u' au poste de sommation 4 o il est superposé au signal d'ordre de guidage. Le signal résultant est un signal d'ordre total KFK pour le missile, ce signal se présentant ici aussi sous la forme d'un signal cosinusoldal ayant une position de phase FK par rapport à la position de roulis de référence du missile, comme cela est aussi représenté sur la figure 2. L'abscisse et l'ordonnée de la. figure 2 correspon- inasseooadoaolw un Jad aldwaxa aed apuwwoo aaea ga M eSpin ap aqsod ael sup ga aTIS -sirw aI suep enbJTewnu quamaind uo5J aun,p qu@waeIa eaiJe as eS qieaanod xneuSis sap leoq %uamwaqe eaL npua@ue ueaU ewJou uolIsod el oaAe sed eplouzoo au -nrD sllnoi ap uoglqsod aun suep senblTwuXp salesslm sep jaouel snad uo sToaid Issne appooid unt OAm amnsgi u2 apU -uewn IOne eo ne eAnoaJ. ue,s ellsslw np apssnod LI 'sanesTndoad Oç sap xnlJ al suep aaqquad Gu aaAnouem op aueao unone epuewmoo ap aouasqe,- uenb uobej ep aJAnaouwm 3p seuvOjo SaI aepuew -woo ap elqlssod $sa I sanllle eaj *nuuoo, ,age ppgooid el DaAU SeO SI-4SGk0 amwoo W uIsuoo ap uoTIoaap aunp ano4ne sed ae3DIsotu ea uaewaTITnbueat sain/aboA eaIssIm au 'aaloqio g louop oarsua auuoq es.ns aeTIssw el ue;am $ Joa$ja uoaomaJoo ap Teuils nu saoueqsuooalo saenoq ua puodsaijoa apumwwoo ap ieu2ls el anb npuaes saeIssîm sao ap sogaad saa4 aSeqolId un e.ansse I epuewwoo ep 4a uos eIedmoo ap 4nolo puooaes un suep 'le S- aneqeoTJI$dwe un suep aepaop TiuITs eal saGAeu uo 'saeujeAnos xnap jaeuuoi;oe 4nGA UO 'SnSsap-T GUUIoTuw ewwoa IS jenasmndcad el suEp 0I agoeid i aujeAnOS e- ap 5 e- n sIJ ins saesnsIumeos uaewaTd -wms 'senbpum, :w saulqoq xnu snb-lddl s g L -uu,j anaqeo$TJTd -tUE un suep ijIidwe ise V apuuiwoo ap leu0ls a3 'M;uesulT -e JntleA aew se nteAnou u quaeuGsead aJpJop Tieu2s et ge uo.::.e; p ieu9Is ay 9nbsJoI snb uTJ puaad au Inb uoIsTndw;,p g iuMis un eGi.lI.p ó1 9puuwwoo ep ge uosTeiedwoD ep qno -jIo al (Q Gin0j) d queqsulL s xnpSa quos (x)j ge max xnVu9 -Is xnap s9 IRS IInes e aneznennuwoo un aed Iea-ruassa,- 2nod tlncSUCO $s8 Tfno L gpueulwoo p qa uosleaedwoo ap J;Tisodslp ú6Z960Z il REVENDICATIONS 1. Procédé pour produire des signaux de commande formés à partir d'ordres de guidage pour des organes de ma- noeuvre actionnés en discontinu de missiles roulant autour de leur axe longitudinal, caractérisé par le fait que l'ordre de guidage est représenté sous la forme d'un signal d'ordre périodique rapporté à la fréquence de roulis du missile, d'une amplitude correspondant à la valeur de l'ordre et une position de phase correspondant au sens d'action de l'ordre vis-à-vis d'une position de roulis de référence du missile qu'entre deux passages par zéro du signal d'ordre périodique on produit à chaque fois en même temps que ce dernier un signal de fonction dont la courbe est établie de façon qu'il coupe le signal d'ordre en deux instants situés symétriquement par rapport à son maximum et que l'intervalle entre ces deux points d'inter- section soit propportionnel à l'amplitude du signal d'ordre et que le signal d'ordre est généré pendant cet intervalle. 2. Procédé selon la revendication 1, caractérisé par le fait que le signal d'ordre périodique est un signal snusordl 3. Procédé selon l'une quelconque des revendications 1 et 2, caractérisé par le fait que comme signal de commande pour l'organe de manoeuvre on utilise une impulsion d'amplitude. constante 4. Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé par le fait qu'au signal d'ordre pé- riodique on superpose un ou plusieurs signaux de correction également périodiques, rapportés à la fréquence de roulis du missile et formés à l'intérieur de celui-ci et qu'on produit le signal de fonction en même temps que le signal d'ordre total obtenu par cette superposition. 5. Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé par le fait que le signal de fonction est un signal de la forme y(x) = x x. cosx a étant une constante et x = bOt avec -1 égal à la fréquence de roulis du missile et t égal au temps. 6. Procédé selon la revendication 5 caractérisé par le fait que l'on prend la constante un ouop jeaeddeu I L naiaedwoo Go ep aelaos el 'qoaz IGeiueod ne osa G.$jiua aglnel 4uop L anauiedwoo unp eATI -çsod egi4u@,I. 9nbTIdd[e %s e%{ aipaop ILu2s q ' eJn2ilJ el e. ileqp ua 9LueLscidea qs3 InD 9 Uol$ouo$ ep aneaejug9 un eglssaeou uoiouoT ep ieuTis eo op uolqonpoad er (=) IL xj/lb- O g.Z/ rnod x soo x * = (x)X Z- ( ) a/jib.>x0o inod xsoo x * = (x) X : aueA oú -Ins uobej MI ap aquesgadeia eaJ $ned (x)J uoi$ouoJ ep ieuSTs el 'selqul1gad suoi-puoo Seo op aseq el anS '$galdmoo aJpaopp isu2ls un sud seau jaxjuaep eo Is eaww eaappop leu2Ts np apnTidwI t. eieUaluuo; TaodoJd ae esnssep-o 9nbidxe eamwwoo eazno ue '1;op eazpaop uoTslndwlTI p anea.li M 'gneslndoJd ga np xnlJ el suup e9guold esa elisslw np s Inoa ap uolqego el ep saze un ouepuad eu-eAno2 I anb eGJ-p. %LTaAe1 IeO, aneIslndOId np xnlj el zuîp o9poid souA.no2 s L ed sepuem -woo sellspiw sep znod olq.edaeoon Ga9aa. $ses aneTiA eaea '>.ú/: $uvpuodsa-Laoo o0% Z rAG eJPjOp uolsiudwi Tp 0o aInraZei el 'I op.To esmgu TneimA eun q 4uepuodsaaJoo eiTUMxUL epn.T dwuvplix eapao,p iLeç lsg un eaJp--qsa, 'oIaldmoo eapio un anod onb alqeiG.ad nm asoddns uo 6seo Ilajud un ' eanSIj ml.ns 9quese9de quemaIeSI9 (:)X uolt4ouoJ ap lvU2Is ei quueuaulw eaoqela uo 'eaJpJo,p u eol go ap aT1ed v À -iqoTs eapaolp leu2ls np aseqd ep uolgsod [ tuel izegP ep a uanemwJd eaoz ep suoTsndmwT xnep sae9uGsadeaî ea.gno ue quos sdwea sep GxvT aniS 'ú anSIj el. guGssgJdg a e sa x iGuZls eo 'eIlsslw np IEuTpnfljuoI exe," s@aTTrnoTpuedJad A $a e seaiuTnOuv saauuopiooo xnep sap 01 enb dsuie s ne 0 ep uolqouoJ aun qsa x elilenbuI suep elnwao (2) x soo xa = (x)Xâ euaoj el snos auesa.xd ea$e lui -Pu9s ue qnad ilBo4 eapiop Imu2s el anb;nsuaes II suoTIoeaTp xnep Seo suEp epnITdwMl epepTnS ep seapio,p xneuus sel ainod quewgumq -Inwls quenblpul 4e ellssTw np ieupnql2uol exel 1 searltno -TpuadJed seailenSue suolqoealp xnep xne seo Ielaad ue guap ú6M96ti signal nue si le signal d'ordre KFK est positif. Ce signal D FK de sortie est appliqué à l'entrée d'un compteur-décompteur 8 et, dans ce cas, entre la sortie de l'amplificateur et l'entrée du compteur est en outre prévue une porte OU qui, comme décrit en détail ci-dessous, est nécessaire pour l'exploitation de la composante négative du signal d'ordre. Le compteur 8 est commandé en impulsions par un signal d'horloge T o ui est dérivé du système gyroscopique 5. A cet effet on munit le diaphragme du gyroscope d'attitude disponible d'une autre piste d'au moins 120 fentes et on la balaye par exemple par voie optique. On obtient ainsi l'impulsion d'hor- loge T. Les sorties du compteur sont raccordées aux entrées d'un transformateur de code 10 en forme de mémoire morte ROM dans laquelle le signal de fonction mentionné est mémorisé suivant la représentation de la figure 2. Ce signal de fonc- tion est extrait du transformateur de code 10 et converti par un transformateur numérique-analogique pour former le signal analogique représenté y(x). Un générateur de fonction d'un type analogue est dé- crit dans le brevet allemand 25 48 125 de la demanderesse auquel on peut se référer. Si l'on veut actionner non pas une seule gouverne, mais aussi une seconde gouverne disposée deécalée de 180 par rapport à la première, on applique le signal d'ordre KFK à l'entrée négative d'un second comparateur 7'qui n'est repré- senté ici que par une ligne en tirets et dont l'entrée posi- tive est au potentiel zéro. La sortie de ce comparateur 7' est raccordée au compteur par la seconde entrée de la porte OU 9 précitée. Par un circuit multivibrateur 12, on s'assure que le compteur 8 à l'application du signal d'ordre positif compte puis décompte, à la suite de quoi les deux moitiés symétriques du signal de fonction sont extraites en représen- tation numérique par le transformateur de code 10 et à la sortie du transformateur numérique-anal6gique ll apparatt le signal de fonction analogique complet. Le signal d'ordre total KFK et le signal de fonction y(x) sont appliqués, comme représenté sur la figure 1, à un 24962.93 a = +3 pour 0 l'une quelconque des revendications précédentes en vue de pro- duire des signaux de commande formés à partir d'ordre de gui- dage pour des organes de manoeuvre actionnés en discontinu de missiles roulant autour de leur axe longitudinal et comportant un générateur d'ordres pour la formation de signaux d'ordre rapportés à une position de roulis de référence du missile et indiquant l'ampleur et la durée de l'ordre, caractérisé par le fait que le signal d'ordre (KLE KFK) est un signal pério- dique, rapporté à la fréquence de roulis (G0) du missile, d'une amplitude correspondant à la valeur de l'ordre et d'une position de phase (z) correspondant au sens d'action de l'ordre vis-à-vis de la position de roulis de référence, que le dispo- sitif comporte un générateur de fonction (6), qui commandé par les passages par zéro du signal d'ordre périodique, délivre entre deux passages par zéro dudit signal d'ordre un signal de fonction déterminé (y(x))qui coupe le signal d'ordre en des instants (B,E) symétriques par rapport à son maximum, l'inter- valle entre ces deux points d'intersection étant proportionnel à l'amplitude du signal d'ordre, et qu'il est prévu un circuit de comparaison et de commande (l3) qui délivre un signal de sortie formant le signal de commande (A) pour les organes de manoeuvre (1) et dont le début et la fin sont déterminés par les deux points d'intersection du signal de fonction avec le signal d'ordre. 8. Dispositif suivant la revendication 7, caractérisé par le fait que le générateur de fonction (6) comporte un compteur (8) commandé en impulsions, mis en route au passage par zéro du signal d'ordre (K, FK) et destiné à délivrer un nombre déterminé d'impulsions de comptage pendant une période de roulis du missile, un transformateur de code (mémoire morte ) commandé par les impulsions de comptage et dans lequel le signal de fonction (y(x)) est mémorisé sous forme numérique et enfin un transformateur numérique-analogique ll relié à la sortie du transformateur de code et que pour produire le signal de commande (A) pour les organes de manoeuvre du missile, 24962.93 le signal de sortie du transformateur numérique analogique et le signal d'ordre peuvent être amenés au circuit de comparai- son et de commande. 9. Dispositif selon l'une quelconque des revendica- tions7 et 8, caractérisé par le fait que le signal d'ordre (KFK) est un signal sinusoïdal et le signal de fonction un signal de la forme Y(x) x. cosx la constante choisie étant de préférence a = +3 pour 0 x 10. Dispositif selon l'une quelconque des revendica- tions 7 à 9, caractérisé par le fait qu'au signal d'ordre de guidage (KLE) on superpose un signal de correction (u, u') développé à l'intérieur du missile, également périodique et accordé à la fréquence de roulis du missile et que le signal total correspond au signal d'ordre (KFK). 11. Dispositif selon la revendication 10 caractérisé par le fait que le signal de correction formé à l'intérieur du missile est un signal sinusoïdal. 12. Dispositif selon la revendication 11, caractéris par le fait que le signal de correction (u, u') est formé à l'intérieur d'un circuit de réglage interne (5) du missile. id