EP0081421B1 - Terminal guidance method and guided missile using it - Google Patents
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- EP0081421B1 EP0081421B1 EP82402180A EP82402180A EP0081421B1 EP 0081421 B1 EP0081421 B1 EP 0081421B1 EP 82402180 A EP82402180 A EP 82402180A EP 82402180 A EP82402180 A EP 82402180A EP 0081421 B1 EP0081421 B1 EP 0081421B1
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- F42B10/60—Steering arrangements
- F42B10/66—Steering by varying intensity or direction of thrust
- F42B10/661—Steering by varying intensity or direction of thrust using several transversally acting rocket motors, each motor containing an individual propellant charge, e.g. solid charge
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- F41G7/20—Direction control systems for self-propelled missiles based on continuous observation of target position
- F41G7/22—Homing guidance systems
- F41G7/222—Homing guidance systems for spin-stabilized missiles
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- F41G7/2253—Passive homing systems, i.e. comprising a receiver and do not requiring an active illumination of the target
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- F41G7/22—Homing guidance systems
- F41G7/2273—Homing guidance systems characterised by the type of waves
- F41G7/2293—Homing guidance systems characterised by the type of waves using electromagnetic waves other than radio waves
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- F42C—AMMUNITION FUZES; ARMING OR SAFETY MEANS THEREFOR
- F42C13/00—Proximity fuzes; Fuzes for remote detonation
- F42C13/006—Proximity fuzes; Fuzes for remote detonation for non-guided, spinning, braked or gravity-driven weapons, e.g. parachute-braked sub-munitions
Definitions
- the invention relates to guided projectiles and relates, more specifically, to a method of guiding a missile, applicable during the terminal portion of the flight path; it also relates to a guided missile operating according to this guidance method.
- AIR-SOL missiles capable of stopping, at relatively large distances, the threat posed by land formations constituted, in particular, by motorized vehicles such as armored vehicles advancing in groups on the ground.
- These armored vehicles by their nature, radiate thermal energy and, therefore, constitute potential targets which can be detected and located by a missile fitted, for example, with an electrooptical sensor E.0 operating in the LR band of the electromagnetic spectrum.
- the missile may be provided with a military charge capable of perforating the protective armor of armored vehicles.
- the senor consists of a plurality of photodetector cells arranged in a ring in a plane perpendicular to the axis of the projectile, in order to provide a hollow conical field of vision.
- the surface of the ground covered by the field of vision of the sensor E.0 gradually decreases as a function of the decreasing altitude of the trajectory.
- the output signal from the sensor E.0 is used to provide a trigger order to the lateral impeller at the moment when the orientation of the latter is opposite to the direction of the detected target.
- FR-A-2 230 958 describes, in a summary manner, a method of attack, from a submarine while diving, of objectives flying at low altitude, using a missile provided with 'a research head.
- the search head is started vertica J ement and the missile self-rotation that the search head is initially locked in a position substantially perpendicular to the axis of the missile. Because of this position and the rotation, the entire horizon is scanned. As soon as a target is detected, the search head is unlocked in order to pursue the target then simultaneously the rocker is rocked in the direction of the target being pursued.
- the missile includes first and second main sections mutually coupled and free to rotate relative to each other about the longitudinal axis of the missile body.
- the first section contains a sensor, a gas generator which, of course, feeds a side nozzle to provide a transverse thrust force.
- an amplifier 80 which gives a generating member 71, 72 the piloting order to trigger the transverse thrust force in order to vary the roll attitude of the missile body.
- German patent DE-B-1 092 313 describes a method of guiding a missile, during the terminal portion of its trajectory, more precisely during the pursuit of a target which has been detected.
- This patent also describes said missile.
- This comprises a front section, in rotation (at a first speed) around a first axis, and a rear section, coupled to the front section, in rotation (at a second speed) around a second axis, the first axis rotating itself around the second axis making a constant angle with the latter.
- These respective rotations are provided by a drive member.
- the front section includes a sensor sensitive to the energy radiated by a potential target, and fins which make a variable and adjustable angle with said front section, a variation of this angle creating a transverse thrust force.
- the rear section is equipped with a stabilizing stabilizer.
- the missile further comprises a generator of piloting orders, to which the sensor delivers signals (which depend on the respective directions of said second axis and of a missile / target line of sight), this generator then transmitting an order to said motor member piloting which modifies the angle between said second axis and said line of sight in order to orient the missile at the target.
- the proposed guidance method uses a target tracking sensor which measures the rotation of the missile / target line of sight.
- Another object of the invention consists in conferring on the missile an initial speed of displacement determined on its trajectory and in maintaining it substantially constant along the trajectory.
- Another object of the invention is to vary the angular speed of autorotation of the missile body along its terminal trajectory.
- the second member of the engine member is coupled to the rear section of the missile by a central shaft.
- the rear section of the missile comprises a compartment for housing a releasable braking parachute intended to reduce the ballistic speed of the missile over the portion of the trajectory preceding the terminal phase.
- FIG. 1 represents, in a simplified form, the projectile of the prior art according to US-A-3 843 076 as well as the corresponding terminal guidance method.
- the projectile 1 is equipped with a set of fins 2, the configuration of which makes it possible to print on the body of this projectile an angular speed of autorotation ⁇ r around its longitudinal axis X carrying the displacement speed vector V of the projectile on its path.
- the trajectory of the projectile is inclined by an angle ⁇ t and this projectile strikes the ground at a point 4 angularly offset by an angle ⁇ c of a potential target 6.
- the projectile In order to modify the trajectory of the projectile, it is equipped with a lateral impeller 3 and an electrooptical sensor 5 which provides a trigger signal for this impeller, this trigger signal resulting from the measurement of the angle error 8 c . It follows that the velocity vector V of the projectile is modified by an amount V c to provide a resulting velocity vector V r offset by the angle ⁇ c of the velocity vector V to achieve the impact of the projectile on the target.
- FIG. 2 represents the embodiment of the electrooptical sensor 5 carried by the projectile 1 described in FIG. 1.
- This sensor E.0 is a sensor essentially consisting of a plurality of photoconductive elements 7 arranged in a ring in a plane orthogonal to l longitudinal axis X of the projectile body to provide a predetermined hollow conical field of view of angular width.
- the image 8 of the target 6 falls on one of the photoconductive elements 7 such as the element 7 j
- the magnitude of the relative angle A between the direction of the impeller 3 and the photoconductive element 7 is measured by the sensor E.0 and supplied to a calculation circuit which determines the instant of triggering of the impeller 3 corresponding to the passage of the latter in the direction of the detected target.
- FIG. 3 represents, in a simplified schematic form, a guided missile 10 which includes specific means of the terminal guidance method according to the invention.
- This missile comprises: a sensor 11, sensitive to the energy radiated by a potential target, located in the head of the missile, a means 12 for providing a transverse thrust P o passing through the center of gravity G of the missile and a means 13 for control the roll angle 0 (Fig. 4) of the missile body 10 around its longitudinal axis X.
- the sensor is provided with a locking means making it possible to immobilize its beam on the longitudinal axis X, means of detection of the possible presence of a target intercepted by this beam and of angular tracking means for measuring the speed of rotation ⁇ of the target / missile line (LOS).
- the means 12 for providing a transverse thrust P o comprises a combustion chamber which supplies a lateral nozzle whose thrust direction is inclined, by an angle n / 2 - a, on the longitudinal axis X of the missile; it follows that the transverse components F N and longitudinal F L of the force F applied to the missile are given by the following relationships: to which correspond the normal acceleration y N given by the following relation and the longitudinal acceleration ⁇ L given by the following relation: where M is the mass of the missile and g the magnitude of the earth's gravity field.
- FIG. 4 represents a section of the missile 10, of axes X, Y, and Z; and shows the components Fy and F Z of the normal force F N as a function of the roll angle 0 of the missile body around its longitudinal axis X.
- These components Fy and F z are given by the following relationships:
- the missile body can rotate in both directions, relative to the X axis with an instantaneous angular speed or autorotation speed 0.
- the quantities 0 and 0 can be measured on board the missile and used respectively to control the angle roll 0 and autorotation speed 0 of the missile body.
- FIG. 5 is a plane diagram of axis x, z linked to the ground on which are indicated the main parameters which determine the extent of the ground swept by the reception beam 14 of the sensor EO carried by the missile 10 described above.
- the center of gravity G of the missile is animated by a speed of movement V directed along the longitudinal axis X of the body of the missile and it is subjected to a system of forces comprising: the normal force F N to which corresponds an acceleration ⁇ N normal to the speed vector V, the longitudinal force F L to which corresponds an acceleration ⁇ L directed along the longitudinal axis X and the earth gravity force to which corresponds the acceleration vector g directed along the vertical of the place.
- the sensor beam 14 has a relatively narrow half-opening angular field ⁇ , a few degrees for example.
- the line GI of the missile's descent trajectory is tilted at an angle o on the horizontal.
- the missile body being the subject of an autorotation speed 0 around its longitudinal axis X and the beam 14 of the sensor E.0 being immobilized on this longitudinal axis X, it follows that the beam 14 described according to the time a hollow cone of axis GI whose external and internal half-openings have the respective values (0 + ⁇ ) and (0 - e).
- the altitude R h of the missile above the ground decreases in proportion to time, the axis 15 of the beam 14 describes on the ground, as a function of time, a converging spiral of radius R s centered on point I.
- the extent of the surface of the ground swept by the beam 14 is a circle when the angle of descent is equal to 90 ° and an ellipse of low eccentricity when the value of this angle ⁇ o remains high, 60 to 70 ° for example.
- FIG. 6 is a diagram in a trihedron x, y, z linked to the ground which illustrates the method of search for a target by the missile described previously, in a particular case corresponding to a descent angle ⁇ o equal to 90 °.
- the trajectory S of the center of gravity G of the missile describes a propeller carried by a cylinder 16 of vertical z axis passing substantially through the point 1 and the radius of this cylinder has a magnitude r.
- the extent A s of the ground surface swept by the beam 14 of the sensor E.0 is given by the following formula:
- the surface of the ground ⁇ A s intercepted by the optical beam is an ellipse whose magnitudes of the axes ⁇ R s and ⁇ R ' s are given respectively by the following relationships:
- a target c animated with a speed V c and distant by a value R e from point I has also been indicated.
- the angular speed ⁇ around the vertical axis 7 of the beam 14 of the sensor E.0 must be determined to obtain a certain degree of overlap of the successive scanning frames.
- the transit time T D of the optical beam on a target c is given by the following relation: where ⁇ is the angular speed of rotation of the beam.
- FIG. 7 represents a detailed view of a portion of the trajectory S of the missile 10 shown in the previous figure.
- the speed vector V of the missile originates from the point G representing the center of gravity of the missile, this velocity vector V is contained in a plane P tangent to a generator of a cylinder 16 carrying the point G.
- the components of the velocity vector V are the vertical component V h and the orthogonal component V t given by the following relationships:
- the speed component V t is tangent to the circle with center 0 and radius r.
- the value of the angle of inclination ⁇ of the speed vector V of the missile is obtained, with respect to the generator GI of the cylinder.
- FIG. 8 is a simplified diagram representing a variant of the method of searching for a target on the ground.
- the angular speed 0 of roll of the missile, around its longitudinal axis X is varied as a function of the altitude R h of the missile above the ground.
- the preceding formulas giving the values of the width ⁇ R s of the successive scanning frames and the angle of inclination ⁇ of the speed vector V of the missile can be rewritten in an approximate form: H corresponding to the distance separating the center of gravity G from the center of the surface ⁇ A s considering that the values of the angles ⁇ and ⁇ have always small values.
- the trajectory S of the center of gravity G of the missile is inscribed on the surface of a cone.
- the sensor E.0 provides the following output signals: a first output signal indicating the presence of a target in the beam 14 and a second output signal proportional to the rotation speed ⁇ of the line missile / target sighting.
- the first output signal is used to release the beam from the optical sensor and allow angular tracking of the sensor on the target image; the second output signal, once the angular tracking is assured, is supplied to a calculation means for controlling the roll angle 0 of the front section (see page 13 fig. 11) of the missile body and, consequently , to pilot the missile in direction.
- FIG. 9 is a diagram which represents the acceleration as a function of the speed of rotation ⁇ of the missile / target line of sight, YN being the acceleration corresponding to the force F N of normal thrust to the speed vector V passing through the longitudinal axis X of the missile and A0 the orientation angle of this thrust force corresponding to the roll angle 0 in FIG. 4.
- the equation for the missile piloting law is of the form: which corresponds to a proportional gain navigation law A comprising a bias ⁇ o , ⁇ ⁇ representing the acceleration in rotation of the missile / target line of sight. If, for example, we make this acceleration correspond which has the advantage of giving an equal margin of maneuverability on both sides of the magnitude ⁇ o given by the following relation:
- the piloting input signal is proportional to the quantity ⁇ and the response is the quantity A0 of the orientation of the thrust force F N relative to the direction of the rotation vector ⁇ such that since the terms ⁇ o and V of the equation of the guide law are constants.
- Figures 9 and 10 shown opposite, illustrate the laws of acceleration y and the roll steering angle A0 of the missile as a function of the module of the rotation vector ⁇ .
- FIG. 17 is a diagram showing the components of the rotation vector il in an absolute trihedron U, V and in the missile trihedron Y, Z referenced to the direction of the pilot nozzle.
- FIG. 18 represents, in the form of a block diagram, the servo-control loop in pursuit of the missile which comprises the following elements: the guidance sensor 100 which delivers the components ⁇ y and ⁇ z of the vector of the speed of rotation of the missile-target line of sight, these two components are supplied to a resolver device 110 and an operator 120 which develops the module of the rotation vector
- the crossed component of the acceleration y T ⁇ N sin A0 generates a spiral movement of the intercept trajectory of the missile.
- the angular velocity 0 of roll of the front section of the missile body is then given by the following relation: in which V R is the relative speed and R d the remaining missile-target distance. It follows that the acceleration component y N provides biased proportional navigation and the acceleration component y T generates a spiral trajectory but has no effect on the convergence of the guidance on the target.
- the guidance method which has just been described can be applied to a guide missile of moderate caliber, for example of the order of 100 mm, and the magnitudes of the main parameters listed above may, for information, be around the following values: displacement speed V of the missile on its trajectory of the order of 50 ms -1 , descent angle ⁇ o between 60 and 90 °, tilt angle 0 of the missile speed vector on the axis of descent between 10 and 15 °, angular half-opening ⁇ of the sensor beam of the order of 4 to 8 °, altitude R h of the missile at the time of ignition of the gas generator, of the order of 500 m.
- the duration of travel of the terminal portion of the trajectory is between 10 and 15 seconds and, for a value of normal acceleration y N of the order of 25 ms- 2 , the angular speed of rotation in roll 0 is of the order of 2.5 rad.s -1 , the surface of the ground swept by the beam of the sensor is approximately 5.10 4 m 2 . All the values of these parameters can vary depending on the specific mission of the missile.
- FIG. 11 is a view in longitudinal section of an embodiment of a guided missile operating in accordance with the guidance method which has just been described.
- Such a missile can be characterized by its following main dimensional parameters: its caliber equal to its outside diameter D o , its overall length L o , the span of its fins LE and its total mass M o .
- the sensor E.0 23 is a sensor sensitive, for example, to the energy of thermal origin radiated by the vehicles to be intercepted and the dome 23a is transparent to the corresponding IR radiation.
- This sensor E.0 comprises an optical assembly at the focal point of which a photodetector element 23c is arranged to supply a beam 14 for receiving a half-opening equal to a quantity ⁇ , this beam being materialized by its axis 15.
- the assembly constitutes by the optical assembly and the photodetector element 23c is carried by a gyroscope comprising locking means (tuliping) for immobilizing the axis of the optical beam 14 on the longitudinal axis X of the missile and precession means making it possible, in the unlocked position, to orient this optical beam in the space.
- this sensor E.0 comprises electronic means for detecting the presence of a thermal source intercepted by the beam and means for controlling the axis of the optical beam on the missile / target line.
- the drive member 24 for controlling the roll angle of the front section of the missile is a torque engine.
- a torque motor is a rotary multipolar electric machine which can be coupled in direct engagement with the load to be driven. This type of machine transforms electrical control signals into a mechanical torque large enough to obtain a determined degree of precision in a speed or position control system.
- a torque motor of the "pancake" type, by design, can be easily integrated into the structure of the missile. As shown in FIG. 12, this type of torque motor essentially comprises three elements: a stator 24a which provides a permanent magnetic field, a laminated rotor 24b, wound, secured to a blade collector 24c, and a brush holder ring 24d equipped with connections intended to receive control signals.
- this torque motor ensures rigid coupling with the load, resulting in a high mechanical resonance frequency; due to its electrical characteristics, the intrinsic response time of a torque motor can be short and its resolution high.
- the delivered torque increases in proportion to the input current and is independent of the speed or the angular position. The torque being linear as a function of the input current, this type of machine is free from an operating threshold. Torque motors are marketed, in particular, by the firms ARTUS (France) and INLAND (U.S.A.).
- the second member 24b of the engine member due to its connection with the tail flammed rear part of the missile, is the object of a resistant torque resulting from the combination of the inertia torque of this rear section and the aerodynamic torque supplied by the tail.
- the first member 24a of the drive member has a control input which is connected to an amplifier which includes corrective electrical networks.
- the input of this amplifier receives an electrical signal resulting from the comparison of the angular velocity ⁇ of roll of the missile body and a set value.
- the angular roll speed of the missile body can be provided by a gyrometer whose sensitive axis is aligned with the longitudinal axis of the missile.
- the set value can be varied as a function of time, that is to say as a function of the altitude of the missile above the ground.
- the input of the amplifier of the motor organ receives an electrical signal making it possible to control the roll angle of the missile body in order to cancel the rotation of the missile / target line of sight.
- the empennage 31 of the missile is constituted by movable fins between a position folded against the body of the missile and an active deployed position. Taking into account the relatively low speed of movement V of the missile, it is necessary that the tail unit provides a significant aerodynamic stabilizing torque, this is obtained by fins of great elongation which are placed tangentially on the body of the missile.
- Figure 13 is a perspective view of the entire empennage, the fins located on the front of the figure being deleted for clarity.
- the body 31a a of the tail unit is an annular part provided, for example, with an internal thread 31b allowing its fixing on the base of the rear section 30 of the missile. This annular part includes a set of inclined yokes 31c regularly distributed around the periphery of the part.
- a slot 33 with parallel faces allows to embed the hinge tab 34 of the fin 32 which can pivot, by means of a pin in the holes 33a and 33b.
- the tail is supplemented, for each of the fins, by a locking device in the deployed position.
- This device is constituted, for example, by a spring locking mechanism 36 which actuates a stud 37, which can engage in a lateral notch provided for this purpose in the hinge tab of the fin.
- a detailed embodiment of this type of tail has been described in the French patent PV. n ° 53 419, deposited on March 15, 1966 and published under n ° 1 485 580.
- the empennage provides an aerodynamic resistant torque which is transmitted to the second member 24b of the motor member 24.
- the gas generator 26 is essentially constituted by a combustion chamber inside which are arranged two blocks 26a and 26b of solid propellant. Between these two propellant blocks is located an ejection nozzle 27, the outlet opening of which opens onto the side wall of the missile body.
- the thrust direction of the gases Po is inclined at an angle a on the front of the missile to provide the two components of acceleration force: the longitudinal force F L making it possible to compensate for the force of terrestrial gravity and the normal force F N used in combination with the roll angle of the missile body to vary the orientation of the speed vector V of the missile.
- the section of the combustion chamber and, consequently, the section of the propellant blocks can be toroidal in shape to allow free passage around the longitudinal axis X of the missile, in particular for arranging the coupling shaft 21 of the front and rear sections of the missile.
- the total mass mp of propellant must satisfy the following relationship: where F is the necessary thrust force, Td the maximum travel time of the missile on the terminal portion of its trajectory and I s the specific impulse of the propellant used.
- the military charge can advantageously be of the so-called "hollow charge” type which produces a jet capable of puncturing the vehicle's protective armor.
- the coupling shaft 21 of the front and rear sections of the missile comprises a recess in its axial portion; moreover, a free passage can also be arranged in the central part of the compartment 25 bringing together the electronic circuits associated with the sensor E.0 23 and with the drive member 24.
- the braking parachute 35 of the missile can be a parachute similar to those used in the technique of braked projectiles such as aviation bombs. With this parachute are associated release and release devices not shown.
- the duration of action of the parachute is a function of the mass Mo of the missile and of the ratio of the cruising speed to the predetermined speed V over the terminal portion of the trajectory of the missile.
- the guided missile which has just been described in detail may be a medium caliber missile of the order of 100 mm and an elongation factor of approximately 6 to 7 for a weight of 10 to 15 kgs. However, it can be indicated that all of its values can be modified within wide limits depending in particular on the destructive power of the military charge carried.
- the guided missile in itself, as just described, can constitute a sub-projectile of a projectile of larger dimensions whose main function is to ensure the carrying of this or a grouping of such sub-projectiles on the cruise portion to the end position of the firing trajectory.
- FIG. 14 illustrates the transient portion between the cruising portion and the terminal portion of the firing trajectory.
- the carrier projectile 50 transports sub-projectiles or guided missiles 51, 52 and 53 located in a section 54. From the start of the transition portion of the trajectory, the guided missiles are ejected and dispersed with an important initial speed substantially equal to that of the carrier projectile and are at a predetermined altitude above the ground. In order to reduce their initial speed of movement to reach the speed V suitable for carrying out the acquisition and interception of targets, the braking parachute 35 of the missile is released for a determined period, after which the mechanical link between the missile and the parachute is broken to ensure the release of it.
- the stabilizing stabilizer 31 is deployed and the front section of the missile is put into autorotation. Consequently, the gas generator, to produce the transverse thrust force F N is activated and the phase of search for a potential target situated on the ground can begin. It results from the ejection force imparted by the carrier vehicle 50 at the time of its separation from the sub-projectiles 51 to 53, a certain distance of dispersion R D at the moment when the operation of search for the targets by the sensor begins. of the sub-projectile.
- Figure 15 is a partial exploded view of section 54 of the carrier projectile 50 which shows an example of installation of a group of three guided missiles 51, 52 and 53. These missiles are regularly distributed around the longitudinal axis of the projectile carrier, moreover, an identical grouping of missiles can be installed in tandem, if necessary.
- Figure 16 is a cross section of the carrier projectile 50 which shows the relative arrangement of the guided missiles 51, 52 and 53 inside the housing section 54.
- the guided missiles are supported on elements 55 actuated by a mechanism ejection 56 whose complementary function is to communicate a certain amount of movement to the missiles during their ejection, in order to ensure a predetermined relative dispersion.
- the ejection mechanism 56 can be of a known mechanical type actuated by hydraulic, pneumatic or possibly electrical means.
- the missiles can be provided with a tail unit in the form of four deployable fins 32, in order to allow a certain material embedding thereof.
- the Table is a summary table of the progress of the main operations carried out by the missile during its firing trajectory.
- the guided missile according to the invention is not limited in its characteristics and its applications to the embodiment described.
- the sensor can be of the passive or semi-active type and operate in the optical or radar bands of the electromagnetic spectrum, the relative arrangement of the elements such as the driving member 24 and the military charge 33 can be modified.
- the invention is not limited to its application to an autonomous missile, but also applies to a missile carried by conventional vehicles or aircraft.
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Abstract
Description
L'invention se rapporte aux projectiles guidés et concerne, plus précisément, une méthode de guidage d'un missile, applicable pendant la portion terminale de la trajectoire de vol; elle concerne également un missile guidé opérant selon cette méthode de guidage.The invention relates to guided projectiles and relates, more specifically, to a method of guiding a missile, applicable during the terminal portion of the flight path; it also relates to a guided missile operating according to this guidance method.
Il existe une demande pour des missiles AIR-SOL capables d'enrayer, à des distances relativement importantes, la menace que présentent des formations terrestres constituées, notamment, par des véhicules motorisés tels que des véhicules blindés progressant par groupes sur le terrain. Ces véhicules blindés, de par leur nature, rayonnent une énergie thermique et, de ce fait, constituent des cibles potentielles qui peuvent être détectées et localisées par un missile muni, par exemple, d'un senseur électrooptique E.0 opérant dans la bande LR du spectre électromagnétique. De plus, le missile peut être doté d'une charge militaire capable de perforer le blindage de protection de véhicules blindés. Il est possible de diriger le tir d'un tel missile vers un groupement de véhicules blindés; toutefois, le problème demeure de fournir, pendant la portion terminale de la trajectoire de descente vers le sol, les corrections de trajectoires nécessaires pour réaliser un impact du missile sur l'un des véhicules détecté par le senseur E.O.There is a demand for AIR-SOL missiles capable of stopping, at relatively large distances, the threat posed by land formations constituted, in particular, by motorized vehicles such as armored vehicles advancing in groups on the ground. These armored vehicles, by their nature, radiate thermal energy and, therefore, constitute potential targets which can be detected and located by a missile fitted, for example, with an electrooptical sensor E.0 operating in the LR band of the electromagnetic spectrum. In addition, the missile may be provided with a military charge capable of perforating the protective armor of armored vehicles. It is possible to direct the firing of such a missile towards a group of armored vehicles; however, the problem remains of providing, during the terminal portion of the descent to the ground trajectory, the trajectory corrections necessary to achieve an impact of the missile on one of the vehicles detected by the E.O.
On connaît déjà de US-A-3 843 076 un projectile comportant des moyens de guidage qui permettent, dans la phase terminale de la trajectoire, de corriger l'erreur éventuelle entre la direction d'une cible et la direction d'impact du projectile sur le sol, en chute libre. A cet effet, la base de ce projectile de l'art antérieur est équipé d'un jeu d'ailettes qui imprime au corps du projectile un mouvement d'autorotation de vitesse angulaire sensiblement constante, autour de son axe longitudinal. Dans la tête du projectile est disposé un senseur électro-optique (E.O) et, enfin, dans la partie médiane du corps, un impulseur latéral peut fournir une force de poussée prédéterminée dont la direction est normale au vecteur vitesse du projectile. Le senseur E.O est constitué par une pluralité de cellules photodétectrices arrangées en anneau dans un plan perpendiculaire à l'axe du projectile, afin de fournir un champ de vision conique creux. Ainsi, la surface du sol couverte par le champ de vision du senseur E.0 se réduit progressivement en fonction de l'altitude décroissante de la trajectoire. Lorsque la cible rentre dans le champ de vision du senseur, son image tombe sur l'une des cellules photodétectrices, ce qui détermine, en coordonnées polaires, la position de la cible par rapport à l'orientation de l'impulseur. Le signal de sortie du senseur E.0 est exploité pour fournir un ordre de déclenchement à l'impulseur latéral à l'instant où l'orientation de celui-ci est opposée à la direction de la cible détectée.Already known from US-A-3 843 076 is a projectile comprising guide means which make it possible, in the terminal phase of the trajectory, to correct the possible error between the direction of a target and the direction of impact of the projectile on the ground, in free fall. To this end, the base of this projectile of the prior art is equipped with a set of fins which imparts to the body of the projectile an autorotation movement of substantially constant angular speed, around its longitudinal axis. In the head of the projectile is arranged an electro-optical sensor (E.O) and, finally, in the middle part of the body, a lateral impeller can provide a predetermined thrust force whose direction is normal to the velocity vector of the projectile. The E.O. sensor consists of a plurality of photodetector cells arranged in a ring in a plane perpendicular to the axis of the projectile, in order to provide a hollow conical field of vision. Thus, the surface of the ground covered by the field of vision of the sensor E.0 gradually decreases as a function of the decreasing altitude of the trajectory. When the target enters the field of vision of the sensor, its image falls on one of the photodetector cells, which determines, in polar coordinates, the position of the target relative to the orientation of the impeller. The output signal from the sensor E.0 is used to provide a trigger order to the lateral impeller at the moment when the orientation of the latter is opposite to the direction of the detected target.
D'autres types de projectiles sont décrits dans des documents de brevets suivants. FR-A-2 230 958 décrit, d'une manière sommaire, un procédé d'attaque, à partir d'un sous-marin en plongée, d'objectifs volant à basse altitude, à l'aide d'un missile muni d'une tête chercheuse.Other types of projectiles are described in the following patent documents. FR-A-2 230 958 describes, in a summary manner, a method of attack, from a submarine while diving, of objectives flying at low altitude, using a missile provided with 'a research head.
Selon le procédé décrit, on lance verticaJement et en auto-rotation le missile dont la tête chercheuse est initialement verrouillée dans une position sensiblement perpendiculaire à l'axe du missile. Du fait de cette position et de la rotation, tout l'horizon est balayé. Dès la détection d'une cible, on déverrouille la tête chercheuse afin de poursuivre la cible puis simultanément on bascule le missile dans la direction de la cible poursuivie.According to the method, is started vertica J ement and the missile self-rotation that the search head is initially locked in a position substantially perpendicular to the axis of the missile. Because of this position and the rotation, the entire horizon is scanned. As soon as a target is detected, the search head is unlocked in order to pursue the target then simultaneously the rocker is rocked in the direction of the target being pursued.
Par ailleurs, le brevet américain US-A-2 520 433 décrit un missile muni d'un capteur/senseur sensible à l'énergie rayonnée par une cible potentielle.Furthermore, American patent US-A-2,520,433 describes a missile provided with a sensor / sensor sensitive to the energy radiated by a potential target.
Le missile comprend une première et une seconde section principales mutuellement accouplées et libres à tourner l'une par rapport à l'autre autour de l'axe longitudinal du corps du missile. La première section contient un capteur/senseur, un générateur de gaz qui, évidemment, alimente une tuyère latérale pour fournir une force de poussée transversale. Dans la première section il existe un amplificateur 80 qui donne à un organe générateur 71, 72 l'ordre de pilotage pour déclencher la force de poussée transversale en vue de faire varier l'attitude de roulis du corps de missile.The missile includes first and second main sections mutually coupled and free to rotate relative to each other about the longitudinal axis of the missile body. The first section contains a sensor, a gas generator which, of course, feeds a side nozzle to provide a transverse thrust force. In the first section there is an amplifier 80 which gives a generating member 71, 72 the piloting order to trigger the transverse thrust force in order to vary the roll attitude of the missile body.
En outre, le brevet allemand DE-B-1 092 313 décrit une méthode de guidage d'un missile, pendant la portion terminale de sa trajectoire, plus précisément lors de la poursuite d'une cible qui a été détectée. Ce brevet décrit également ledit missile. Celui-ci comporte une section avant, en rotation (à une première vitesse) autour d'un premier axe, et une section arrière, accouplée à la section avant, en rotation (à une seconde vitesse) autour d'un second axe, le premier axe tournant lui-même autour du second axe en faisant avec ce dernier un angle constant. Ces rotations respectives sont assurées par un organe moteur. La section avant comporte un senseur sensible à l'énergie rayonnée par une cible potentielle, et des ailettes qui font un angle variable et réglable avec ladite section avant, une variation de cet angle créant une force de poussée transversale. La section arrière est munie d'un empennage stabilisateur. Le missile comporte en outre un générateur d'ordres de pilotage, auquel le senseur délivre des signaux (qui dépendent des directions respectives dudit second axe et et d'une ligne de visée missile/cible), ce générateur transmettant alors audit organe moteur un ordre de pilotage qui modifie l'angle entre ledit second axe et ladite ligne de visée en vue d'orienter le missile sur la cible.In addition, German patent DE-B-1 092 313 describes a method of guiding a missile, during the terminal portion of its trajectory, more precisely during the pursuit of a target which has been detected. This patent also describes said missile. This comprises a front section, in rotation (at a first speed) around a first axis, and a rear section, coupled to the front section, in rotation (at a second speed) around a second axis, the first axis rotating itself around the second axis making a constant angle with the latter. These respective rotations are provided by a drive member. The front section includes a sensor sensitive to the energy radiated by a potential target, and fins which make a variable and adjustable angle with said front section, a variation of this angle creating a transverse thrust force. The rear section is equipped with a stabilizing stabilizer. The missile further comprises a generator of piloting orders, to which the sensor delivers signals (which depend on the respective directions of said second axis and of a missile / target line of sight), this generator then transmitting an order to said motor member piloting which modifies the angle between said second axis and said line of sight in order to orient the missile at the target.
Ces projectiles de l'art antérieur de construction relativement simple ne permettent pas d'atteindre le degré d'efficacité recherché et, notamment, de réaliser un impact probable sur la cible. Pour atteindre ce but, la méthode de guidage proposée met en oeuvre un senseur de poursuite de la cible qui mesure la rotation de la ligne de visée missile/cible.These prior art projectiles of relatively simple construction do not make it possible to achieve the desired degree of efficiency and, in particular, to achieve a probable impact on the target. To achieve this goal, the proposed guidance method uses a target tracking sensor which measures the rotation of the missile / target line of sight.
Selon l'invention la méthode de guidage, pendant la portion terminale de sa trajectoire, s'applique à un missile ayant une première section accouplée par un arbre central avec une seconde section, la première section comportant un organe moteur:
- - lesdits organe moteur et arbre central permettant une rotation relative entre les deux sections du missile autour d'un même axe, cet axe étant l'axe longitudinal du corps du missile,
- - la première section ayant des moyens pour créer une force de poussée transversale normale à la direction de la vitesse de déplacement du missile,
- - la première section du missile étant munie d'un senseur sensible à l'énergie rayonnée par une cible potentielle.
- - said motor member and central shaft allowing relative rotation between the two sections of the missile about the same axis, this axis being the longitudinal axis of the missile body,
- the first section having means for creating a transverse thrust force normal to the direction of the speed of movement of the missile,
- the first section of the missile being provided with a sensor sensitive to the energy radiated by a potential target.
La méthode comprend, puor la recherche de la cible, les séquences suivantes:
- - immobiliser le faisceau de réception du senseur sur l'axe longitudinal du missile;
- - imprimer au corps du missile une rotation de vitesse angulaire de roulis déterminée autour de l'axe longitudinal du missile;
- - créer ladite force de poussée transversale et maintenir la même force pendant le reste de la phase terminale, pour imprimer au corps du missile un mouvement hélicoïdal, de sorte qu'il effectue un balayage en spirale dudit faisceau, et,
- - détecter l'image d'une cible éventuellement captée par le faisceau de réception du senseur;
- - immobilize the sensor reception beam on the longitudinal axis of the missile;
- - impart to the missile body a rotation angular speed of roll determined around the longitudinal axis of the missile;
- - create said transverse thrust force and maintain the same force during the rest of the terminal phase, to impart a helical movement to the body of the missile, so that it performs a spiral scan of said beam, and,
- - detect the image of a target possibly captured by the reception beam of the sensor;
la méthode comprenant, pour la poursuite de la cible après la détection, les étapes suivantes:
- - libérer le faisceau de réception du senseur;
- - maintenir l'axe de ce faisceau pointé sur la cible détectée, ledit axe du faisceau formant une ligne visée missile/cible;
- - mesurer la vitesse de la rotation de la ligne de visée,
- - élaborer un ordre de pilotage proportionnel à la grandeur mesurée de la vitesse de la ladite rotation de la ligne de visée,
- - appliquer cet ordre de pilotage à l'organe moteur de sorte qu'il fasse tourner la première section relativement à la seconde section du missile, ceci dans le but de modifier l'angle de roulis de la première section, pour annuler la rotation de la ligne de visée par action de la force transversale, de sorte que soit corrigée la direction de la trajectoire du missile vers la cible.
- - release the sensor reception beam;
- - Maintain the axis of this beam pointed at the detected target, said axis of the beam forming a missile / target line of sight;
- - measure the speed of the line of sight rotation,
- - develop a piloting order proportional to the measured magnitude of the speed of said rotation of the line of sight,
- - apply this order of piloting to the engine member so that it makes turn the first section relative to the second section of the missile, this in order to modify the roll angle of the first section, to cancel the rotation of the line of sight by action of the transverse force, so that the direction of the trajectory of the missile towards the target is corrected.
L'invention concerne également un missile guidé, comportant une section avant accouplée par un arbre central avec une section arrière, la section avant comportant un organe moteur, lesdits organe moteur et arbre central permettant une rotation relative entre les deux sections du missile,
- - la section avant comportant en outre un senseur sensible à l'énergie rayonnée par une cible potentielle et des moyens pour fournir une force de poussée transversale,
- - l'organe moteur comportant une entrée de commande connectée à un générateur d'ordres de pilotage,
- - le missile comportant à sa base un empennage stabilisateur en forme d'ailettes,
- the front section further comprising a sensor sensitive to the energy radiated by a potential target and means for providing a transverse thrust force,
- - the drive member comprising a control input connected to a control command generator,
- - the missile comprising at its base a stabilizing stabilizer in the form of fins,
- - les deux sections du missile sont en rotation relative autour d'un même axe, cet axe étant l'axe longitudinal du corps du missile,the two sections of the missile are in relative rotation about the same axis, this axis being the longitudinal axis of the missile body,
- - le senseur est muni, d'une part d'un dispositif de verrouillage pour immobiliser pendant la phase de recherche le faisceau de réception du senseur suivant l'axe longitudinal du missile, et d'autre part de moyens pour déverrouiller le senseur en détectant la cible et pour maintenir l'axe de faisceau de réception pointé sur la cible détectée, ledit axe du faisceau formant une ligne de visée missile/cible, un ordre de pilotage étant crée en réponse à la vitesse de rotation de la ligne de visée,- the sensor is provided, on the one hand with a locking device for immobilizing during the search phase the sensor receiving beam along the longitudinal axis of the missile, and on the other hand with means for unlocking the sensor by detecting the target and to maintain the receiving beam axis pointed at the detected target, said beam axis forming a missile / target line of sight, a piloting order being created in response to the speed of rotation of the line of sight,
- - l'organe moteur comporte un premier membre solidaire de la structure de la section avant et un second membre physiquement couplé à la section arrière,the drive member comprises a first member secured to the structure of the front section and a second member physically coupled to the rear section,
- - ladite entrée de commande est connectée au générateur de pilotage par l'intermédiaire d'un amplificateur,said control input is connected to the pilot generator via an amplifier,
- - l'organe moteur modifie, selon l'ordre de pilotage, pendant la phase de poursuite, l'angle de roulis de la section avant,- the drive unit modifies, according to the piloting order, during the tracking phase, the roll angle of the front section,
- - les moyens pour fournir la poussée transversale sont constitués d'un générateur de gaz alimentant une tuyère latérale,the means for supplying the transverse thrust consist of a gas generator supplying a lateral nozzle,
- - les ailettes de stabilisation sont déployables.- the stabilization fins are deployable.
Un autre objet de l'invention consiste à conférer au missile une vitesse initiale de déplacement déterminée sur sa trajectoire et à maintenir celle-ci sensiblement constante le long de la trajectoire.Another object of the invention consists in conferring on the missile an initial speed of displacement determined on its trajectory and in maintaining it substantially constant along the trajectory.
Un autre objet de l'invention consiste à faire varier la vitesse angulaire d'autorotation du corps du missile le long de sa trajectoire terminale. En outre, le second membre de l'organe moteur est couplé à la section arrière du missile par un arbre central.Another object of the invention is to vary the angular speed of autorotation of the missile body along its terminal trajectory. In addition, the second member of the engine member is coupled to the rear section of the missile by a central shaft.
Selon un autre objet de l'invention, la section arrière du missile comporte un compartiment de logement d'un parachute de freinage largable destiné à réduire la vitesse balistique du missile sur la portion de la trajectoire précédant la phase terminale.According to another object of the invention, the rear section of the missile comprises a compartment for housing a releasable braking parachute intended to reduce the ballistic speed of the missile over the portion of the trajectory preceding the terminal phase.
Les caractéristiques et les avantages de l'invention ressortiront de la description détaillée qui va suivre, faite en regard des dessins annexés qui illustrent la méthode de guidage et un mode de réalisation du missile guidé; sur ces dessins:
- - la figure 1 représente un projectile guidé de l'art antérieur,
- - la figure 2 représente le mode de réalisation du senseur électrooptique du projectile de l'art antérieur,
- - la figure 3, sous une forme schématique simplifiée, représente un missile guidé comprenant les moyens nécessaires à la méthode de guidage selon l'invention,
- - la figure 4 représente une vue en coupe transverse du missile guidé de la figure 3,
- - la figure 5 est un diagramme plan d'axes x, z liés au sol indiquant les principaux paramètres qui déterminent l'étendue du sol balayé par le faisceau du senseur,
- - la figure 6 est un diagramme selon un triédre x, y, z lié au sol illustrant la méthode de recherche d'une cible potentielle,
- - la figure 7 représente une vue détaillée d'une portion de la trajectoire du missile,
- - la figure 8 est un diagramme simplifié représentant une variante de la trajectoire de recherche,
ta figure 9 illustre la loi d'accéleration conferée au missile en fonction de la vitesse de rotation de la ligne de visée missile/cible, - - la figure 10 illustre la loi de contrôle de l'attitude de roulis du corps du missile en fonction de la vitesse de rotation de la ligne de visée missile/cible,
- - la figure 11 est une coupe longitudinale d'un missile guidé selon l'invention,
- - la figure 12 représente, en vue éclatée, les éléments d'un moteur-couple électrique,
- - la figure 13 représente un mode de réalisation de l'empennage stabilisateur,
- - la figure 14 illustre une application du missile guidé à la destruction d'un groupement de véhicules terrestres,
- - la figure 15 est une vue éclatée du compartiment d'emport d'un projectile porteur contenant une pluralité de missiles,
- - la figure 16 est une vue en coupe du projectile porteur montrant la disposition relative des missiles guidés dans le compartiment d'emport.
- - la figure 17 est un diagramme des composantes du vecteur rotation de la ligne de visée missile-cible dans un trièdre absolu et dans le trièdre missile.
- - la figure 18 représente, sous la forme d'un bloc diagramme, les éléments de la boucle d'asservissement en poursuite du missile.
- FIG. 1 represents a guided projectile of the prior art,
- FIG. 2 represents the embodiment of the electrooptical sensor of the prior art projectile,
- FIG. 3, in a simplified schematic form, represents a guided missile comprising the means necessary for the guidance method according to the invention,
- FIG. 4 represents a cross-sectional view of the guided missile of FIG. 3,
- FIG. 5 is a plane diagram of axes x, z linked to the ground indicating the main parameters which determine the extent of the ground swept by the beam of the sensor,
- FIG. 6 is a diagram according to a trihedron x, y, z linked to the ground illustrating the method of searching for a potential target,
- FIG. 7 represents a detailed view of a portion of the trajectory of the missile,
- FIG. 8 is a simplified diagram representing a variant of the search trajectory,
FIG. 9 illustrates the acceleration law imparted to the missile as a function of the speed of rotation of the missile / target line of sight, - FIG. 10 illustrates the law for controlling the roll attitude of the missile body as a function of the speed of rotation of the missile / target line of sight,
- FIG. 11 is a longitudinal section of a guided missile according to the invention,
- FIG. 12 represents, in an exploded view, the elements of an electric torque motor,
- FIG. 13 represents an embodiment of the stabilizing stabilizer,
- FIG. 14 illustrates an application of the guided missile to the destruction of a group of land vehicles,
- FIG. 15 is an exploded view of the compartment for carrying a carrying projectile containing a plurality of missiles,
- - Figure 16 is a sectional view of the carrier projectile showing the relative arrangement of guided missiles in the carrying compartment.
- FIG. 17 is a diagram of the components of the rotation vector of the missile-target line of sight in an absolute trihedron and in the missile trihedron.
- - Figure 18 shows, in the form of a block diagram, the elements of the servo loop in pursuit of the missile.
La figure 1 représente, sous une forme simplifiée, le projectile de l'art antérieur selon US-A-3 843 076 ainsi que la méthode de guidage terminal correspondante. Le projectile 1 est équipé d'un jeu d'ailettes 2 dont la configuration permet d'imprimer au corps de ce projectile une vitesse angulaire d'autorotation ωr autour de son axe longitudinal X portant le vecteur vitesse de déplacement V du projectile sur sa trajectoire. En chute libre, la trajectoire du projectile est inclinée d'un angle θt et ce projectile percute le sol en un point 4 décalé angulairement d'un angle θc d'une cible potentielle 6.FIG. 1 represents, in a simplified form, the projectile of the prior art according to US-A-3 843 076 as well as the corresponding terminal guidance method. The
Dans le but de modifier la trajectoire du projectile, celui-ci est muni d'un impulseur latéral 3 et d'un senseur électrooptique 5 qui fournit un signal de déclenchement de cet impulser, ce signal de déclenchement résultant de la mesure de l'angle d'erreur 8c. Il en résulte que le vecteur vitesse V du projectile est modifié d'une quantité Vc pour fournir un vecteur vitesse résultant Vr décalé de l'angle θc du vecteur vitesse V pour réaliser l'impact du projectile sur la cible.In order to modify the trajectory of the projectile, it is equipped with a
La figure 2 représente le mode de réalisation du senseur électrooptique 5 porté par le projectile 1 décrit à la figure 1. Ce senseur E.0 est un capteur constitué essentiellement par une pluralité d'éléments photoconducteurs 7 arrangés en couronne dans un plan orthogonal à l'axe longitudinal X du corps du projectile pour fournir un champ de vision conique creux prédéterminé de largeur angulaire. Lorsque l'image 8 de la cible 6 tombe sur l'un des éléments photoconducteurs 7 tel que l'élément 7j, la grandeur de l'angle relatif A entre la direction de l'impulseur 3 et l'élément photoconducteur 7 est mesuré par le senseur E.0 et fournie à un circuit de calcul qui détermine l'instant de déclenchement de l'impulseur 3 correspondant au passage de celui-ci dans la direction de la cible détectée.FIG. 2 represents the embodiment of the electrooptical sensor 5 carried by the
La figure 3 représente, sous une forme schématique simplifiée, un missile guidé 10 qui comprend des moyens spécifiques de la méthode de guidage terminale selon l'invention. Ce missile comprend: un senseur 11, sensible à l'énergie rayonnée par une cible potentielle, située dans la tête du missile, un moyen 12 pour fournir une poussée transversale Po passant par le centre de gravité G du missile et un moyen 13 pour controler l'angle de roulis 0 (Fig. 4) du corps du missile 10 autour de son axe longitudinal X. Le senseur est muni d'un moyen de verrouillage permettant d'immobiliser son faisceau sur l'axe longitudinal X, de moyens de détection de la présence éventuelle d'une cible interceptée par ce faisceau et de moyens de poursuite angulaire pour mesurer la vitesse de rotation η de la ligne visée (L.O.S.) cible/missile. Le moyen 12 pour fournir une poussée transversale Po comprend une chambre de combustion qui alimente une tuyère latérale dont la direction de poussée est inclinée, d'un angle n/2 - a, sur l'axe longitudinal X du missile; il en résulte que les composantes transverses FN et longitudinales FL de la force F appliquée au missile sont données par les relations suivantes:
La figure 4 représente une section du missile 10, d'axes X, Y, et Z; et montre les composantes Fy et FZ de la force normale FN en fonction de l'angle de roulis 0 du corps du missile autour de son axe longitudinal X. Ces composantes Fy et Fz sont données par les relations suivantes:
Le corps du missile peut tourner dans les deux sens, par rapport à l'axe X avec une vitesse angulaire instantanée ou vitesse d'autorotation 0. Les grandeurs 0 et 0 peuvent être mesurées à bord du missile et utilisées respectivement pour contrôler l'angle de roulis 0 et la vitesse d'autorotation 0 du corps de missile.The missile body can rotate in both directions, relative to the X axis with an instantaneous angular speed or
La figure 5 est un diagramme plan d'axe x, z lié au sol sur lequel sont indiqués les principaux paramètres qui déterminent l'étendue du sol balayé par le faisceau de réception 14 du senseur E.O. porté par le missile 10 decrit précédemment. Le centre de gravité G du missile est animé d'une vitesse de déplacement V dirigée suivant l'axe longitudinal X du corps du missile et il est soumis à un système de forces comprenant: la force normale FN à laquelle correspond une accélération γN normale au vecteur vitesse V, la force longitudinale FL à laquelle correspond une accélération γL dirigée selon l'axe longitudinal X et la force de pesanteur terrestre à laquelle correspond le vecteur accélération g dirigé suivant la verticale du lieu. Le faisceau 14 du senseur a un champ angulaire de demi-ouverture ε relativement étroite, quelques degrés par exemple. La droite G.I de la trajectoire de descente du missile est inclinée d'un angle o sur l'horizontale. Le corps du missile étant l'objet d'une vitesse d'autorotation 0 autour de son axe longitudinal X et le faisceau 14 du senseur E.0 étant immobilisé sur cet axe longitudinal X, il en résulte que le faisceau 14 décrit en fonction du temps un cône creux d'axe G.I. dont les demi- ouvertures externe et interne ont pour valeurs respectives (0 + ε) et (0 - e). L'altitude Rh du missile au-dessus du sol diminuant proportionnellement au temps, l'axe 15 du faisceau 14 décrit sur le sol, en fonction du temps, une spirale convergente de rayon Rs centrée sur le point I. L'étendue de la surface du sol balayée par le faisceau 14 est un cercle lorsque l'angle de descente est égal à 90° et une ellipse de faible exentricité lorsque la valeur de cet angle θo reste élevée, 60 à 70° par exemple.FIG. 5 is a plane diagram of axis x, z linked to the ground on which are indicated the main parameters which determine the extent of the ground swept by the
La figure 6 est un diagramme dans un trièdre x, y, z lié au sol qui illustre la méthode de recherche d'une cible par le missile décrit précédemment, dans un cas particulier correspondant à un angle de descente θo égal à 90°. On considère, ici, le cas où la vitesse de rotation du missile autour de son axe longitudinal X est maintenue constante ainsi que la vitesse V du missile en négligeant la force de résistance de l'air et en considérant que la force d'accélération γL longitudinale produite par la tuyère du missile et la force de pesanteur g sont de valeurs égales et opposées. La trajectoire S du centre de gravité G du missile décrit une hélice portée par un cylindre 16 d'axe z vertical passant sensiblement par le point 1 et le rayon de ce cylindre a une grandeur r. L'étendue As de la surface du sol balayée par le faisceau 14 du senseur E.0 est donnée par la formule suivante:
La surface du sol ΔAs interceptée par le faisceau optique est une ellipse dont les grandeurs des axes ΔRs et ΔR's sont données respectivement par les relations suivantes:
La distance oblique Rd, entre le missile et la surface ΔAs du sol interceptée par le faisceau du senseur E.O, est donnée par la relation suivante:
La distance horizontale Rs entre le point I et le centre de la surface ΔAs est donnée par la relation suivante:
Sur cette figure 6, on a aussi indiqué une cible c animée d'une vitesse Vc et distante d'une valeur Re du point I. Pour assurer une probabilité de détection élevée d'une cible telle que c, la vitesse angulaire Ω autour de l'axe vertical 7 du faisceau 14 du senseur E.0 doit être déterminée pour obtenir un certain degré de recouvrement des trames de balayage successives.In this figure 6, a target c animated with a speed V c and distant by a value R e from point I has also been indicated. To ensure a high probability of detection of a target such as c, the angular speed Ω around the vertical axis 7 of the
Le temps de passage TD du faisceau optique sur une cible c est donné par la relation suivante:
La figure 7 représente une vue détaillée d'une portion de la trajectoire S du missile 10 représentée sur la figure précédente. Le vecteur vitesse V du missile a pour origine le point G représentant le centre de gravité du missile, ce vecteur vitesse V est contenu dans un plan P tangent à une génératrice d'un cylindre 16 portant le point G. Les composantes du vecteur vitesse V sont la composante verticale Vh et la composante orthogonale Vt données par les relations suivantes:
La composante de vitesse Vt est tangente au cercle de centre 0 et de rayon r. Des relations générales de la dynamique
En combinant les relations précédentes, on obtient la valeur de l'angle d'inclinaison θ du vecteur vitesse V du missile, par rapport à la génératrice G.I du cylindre
La figure 8 est un diagramme simplifié représentant une variante de la méthode de -recherche d'une cible sur le sol. Selon cette variante, la vitesse angulaire 0 de roulis du missile, autour de son axe longitudinal X, est variée en fonction de l'altitude Rh du missile au-dessus du sol. Les formules précédentes donnant les valeurs de la largeur ΔRs des trames successives de balayage et l'angle d'inclinaison θ du vecteur vitesse V du missile peuvent être récrites sous une forme approximée:
On peut montrer que si les trames de balayage adjacentes du faisceau du senseur E.O se recouvrent avec un facteur de recouvrement de 50 %, on a la relation suivante:
Il en résulte que la trajectoire S du centre de gravité G du missile se trouve inscrite sur la surface d'un cone.As a result, the trajectory S of the center of gravity G of the missile is inscribed on the surface of a cone.
On vient d'analyser en détail la portion initiale de la trajectoire terminale du missile correspondant à la phase de recherche d'une cible éventuelle située dans une zone As du sol centrée sur l'axe de descente du missile. Dans ce qui suit, on décrira la portion finale de la trajectoire du missile correspondant à l'acquisition de l'image de la cible par le senseur et, consécutivement, au pilotage du missile pour réaliser un impact sur la cible détectée. En se référant à nouveau aux figures 6 et 7, on voit que, lorsque le plan P, dans son mouvement de rotation par rapport à l'axe vertical z passe, à un instant donné, au voisinage du point C correspondant à la position d'une cible et que la relation suivante:
La figure 9 est un diagramme qui représente l'accélération en fonction de la vitesse de rotation ṅ de la ligne de visée missile/cible, YN étant l'accélération correspondant à la force FN de poussée normale au vecteur vitesse V passant par l'axe longitudinal X du missile et A0 l'angle d'orientation de cette force de poussée correspondant à l'angle 0 de roulis dans la figure 4.FIG. 9 is a diagram which represents the acceleration as a function of the speed of rotation ṅ of the missile / target line of sight, YN being the acceleration corresponding to the force F N of normal thrust to the speed vector V passing through the longitudinal axis X of the missile and A0 the orientation angle of this thrust force corresponding to the
L'équation de la loi de pilotage du missile est de la forme:
En conséquence, le signal d'entrée de pilotage est proportionnel à la grandeur ṅ et la réponse est la grandeur A0 de l'orientation de la force de poussée FN par rapport à la direction du vecteur rotation ṅ tel que
Les figures 9 et 10 représentées en regard, illustrent les lois de l'accélération y et de l'angle de pilotage en roulis A0 du missile en fonction du module du vecteur de rotation ṅ.Figures 9 and 10 shown opposite, illustrate the laws of acceleration y and the roll steering angle A0 of the missile as a function of the module of the rotation vector ṅ.
La figure 17 est un diagramme montrant les composantes du vecteur rotation il dans un trièdre absolu U, V et dans le trièdre missile Y, Z référencé à la direction de la tuyère de pilotage.FIG. 17 is a diagram showing the components of the rotation vector il in an absolute trihedron U, V and in the missile trihedron Y, Z referenced to the direction of the pilot nozzle.
La figure 18 représente, sous la forme d'un bloc diagramme, la boucle d'asservissement en poursuite du missile qui comprend les éléments suivants: le senseur de guidage 100 qui délivre les composantes ṅy et ṅz du vecteur de la vitesse de rotation de la ligne de visée missile-cible, ces deux composantes sont fournies à un dispositif résolveur 110 et un opérateur 120 qui élabore le module du vecteur rotation |ṅ|, ce vecteur rotation |ṅ| est appliqué à un opérateur 130 pour fournir un signal de sortie A0 conformément à la loi de guidage représentée sur la figure 10 et par l'intermédiaire d'un moteur d'asservissement 140, tourne le résolveur 110 d'un angle equivalent; enfin, le signal de sortie V ε est appliqué au moyen de contrôle en roulis 150 de la secticn avant du corps de missile correspondant au moyen 13 de la figure 3, et à l'organe moteur 24 de la figure 11.FIG. 18 represents, in the form of a block diagram, the servo-control loop in pursuit of the missile which comprises the following elements: the guidance sensor 100 which delivers the components ṅ y and ṅ z of the vector of the speed of rotation of the missile-target line of sight, these two components are supplied to a
La composante croisée de l'accélération yT = γN sin A0 engendre un mouvement spirale de la trajectoire d'interception du missile. La vitesse angulaire 0 de roulis de la section avant du corps du missile est alors donnée par la relation suivante:
La méthode de guidage qui vient d'être décrite peut s'appliquer à un missile guide de calibre modéré, par exemple de l'ordre de 100 mm, et les grandeurs des principaux paramètres énumérés ci-dessus peuvent, à titre indicatif, se situer autour des valeurs suivantes: vitesse de déplacement V du missile sur sa trajectoire de l'ordre de 50 ms-1, angle de descente θo compris entre 60 et 90°, angle d'inclinaison 0 du vecteur vitesse missile sur l'axe de descente compris entre 10 et 15°, demi-ouverture angulaire ε du faisceau du senseur de l'ordre de 4 à 8°, altitude Rh du missile à l'instant d'allumage du générateur de gaz, de l'ordre de 500 m. Pour ces valeurs des principaux paramètres, la durée de parcours de la portion terminale de la trajectoire se situe entre 10 et 15 secondes et, pour une valeur de l'accélération normale yN de l'ordre de 25 ms-2, la vitesse angulaire de rotation en roulis 0 est de l'ordre de 2,5 rad.s-1, la surface du sol balayée par le faisceau du senseur est d'environ 5.104m2. Toutes les valeurs de ces paramètres peuvent varier en fonction de la mission spécifique du missile.The guidance method which has just been described can be applied to a guide missile of moderate caliber, for example of the order of 100 mm, and the magnitudes of the main parameters listed above may, for information, be around the following values: displacement speed V of the missile on its trajectory of the order of 50 ms -1 , descent angle θ o between 60 and 90 °,
La figure 11 est une vue selon une coupe longitudinale d'un mode de réalisation d'un missile guidé opérant conformément à la méthode de guidage qui vient d'être décrite.FIG. 11 is a view in longitudinal section of an embodiment of a guided missile operating in accordance with the guidance method which has just been described.
Le missile guidé 10 comprend deux sections principales: une première section principale 20, dite "section avant" et une seconde section principale 30 dite "section arrière" qui sont libres de tourner l'une par rapport à l'autre autour de l'axe longitudinal X du missile. Les sections avant et arrière sont mutuellement accouplées par l'intérmediaire d'un arbre central 21 porté par deux paliers 22a et 22b. A l'intérieur de la section avant 20 sont disposés les éléments suivants:
- - un senseur E.0 23 situé derrière un dôme transparent 23a,
- - un organe moteur 24 permettant de contrôler l'angle 0 de roulis de cette section avant; cet organe moteur comprenant: un
premier membre 24a solidaire de la structure mécanique de cette section avant et un second membre 24b physiquement couplé à l'arbre central 21 d'accouplement des sections avant et arrière du missile, - -
un compartiment 25 rassemblant les circuits électroniques associés au senseur E.O, d'une part, et à l'organe moteur 24, d'autre part, et - - un générateur de gaz 26 couplé à une tuyère latérale 27 dont l'orifice de sortie est situé sur la paroi latérale externe de cette section avant.
- - an E.0
sensor 23 located behind atransparent dome 23a, - - a drive member 24 for controlling the
roll angle 0 of this front section; this drive member comprising: afirst member 24a secured to the mechanical structure of this front section and a second member 24b physically coupled to the central shaft 21 for coupling the front and rear sections of the missile, - a
compartment 25 bringing together the electronic circuits associated with the EO sensor, on the one hand, and with the motor member 24, on the other hand, and - - A gas generator 26 coupled to a
side nozzle 27 whose outlet orifice is located on the external side wall of this front section.
La section arrière 30 du missile, physiquement solidaire de l'arbre central d'accouplement 21, est munie, à sa base, d'un empennage stabilisateur 31 formé par un jeu d'ailettes 32 déployables; sur cette figure, seules, deux ailettes ont été représentées; l'une des ailettes 32a est montrée en position déployée ou active tandis que l'autre ailette 32b est montrée en position repliée ou inactive. A l'intérieur de cette section arrière sont disposés les éléments suivants:
- - la charge militaire 33 du missile, et
- - un compartiment de rangement 34
d'un parachute 35 libéré sur la trajectoire du missile, puis largué en vol.
- - the
military charge 33 of the missile, and - - A
storage compartment 34 of aparachute 35 released on the trajectory of the missile, then dropped in flight.
Un tel missile peut être caractérisé par ses principaux paramètres dimensionnels suivants: son calibre égal à son diamètre extérieur Do, sa longueur hors-tout Lo, l'envergure de ses ailettes LE et sa masse totale Mo.Such a missile can be characterized by its following main dimensional parameters: its caliber equal to its outside diameter D o , its overall length L o , the span of its fins LE and its total mass M o .
On décrira maintenant les principaux éléments énumérés ci-dessous. Le senseur E.0 23 est un capteur sensible, par exemple, à l'énergie d'origine thermique rayonnée par les véhicules à intercepter et le dôme 23a est transparent au rayonnement I.R correspondant. Ce senseur E.0 comprend un montage optique au foyer duquel est disposé un élément photodétecteur 23c pour fournir un faisceau 14 de réception de demi-ouverture égale à une quantité ε, ce faisceau étant matérialisé par son axe 15. L'ensemble constitue par le montage optique et l'élément photodétecteur 23c est porté par un gyroscope comprenant des moyens de verrouillage (tulipage) pour immobiliser l'axe du faisceau optique 14 sur l'axe longitudinal X du missile et des moyens de précession permettant, en position déverrouillée, d'orienter ce faisceau optique dans l'espace. En outre, ce senseur E.0 comprend des moyens électroniques pour détecter la présence d'une source thermique interceptée par le faisceau et des moyens d'asservissement de l'axe du faisceau optique sur la droite missile/cible.The main elements listed below will now be described. The sensor E.0 23 is a sensor sensitive, for example, to the energy of thermal origin radiated by the vehicles to be intercepted and the
L'organe moteur 24 permettant de contrôler l'angle de roulis de la section avant du missile est un moteur-couple. Un moteur-couple est une machine électrique multipolaire rotative qui peut être accouplée en prise directe avec la charge à entraîner. Ce type de machine transforme des signaux électriques de commande en un couple mécanique suffisamment important pour obtenir un degré de précision déterminé dans un système d'asservissement de vitesse ou de position. Un moteur-couple du type "pancake", de par sa conception, peut être aisément intégré à la structure du missile. Comme représente sur la figure 12, ce type de moteur-couple comprend essentiellement trois éléments: un stator 24a qui fournit un champ magnétique permanent, un rotor feuilleté 24b, bobiné, solidaire d'un collecteur à lames 24c, et un anneau porte-balai 24d équipé de connexions destinées à recevoir des signaux de commande. De par ses caractéristiques mécaniques, ce moteur-couple assure un couplage rigide avec la charge, d'où une fréquence de résonance mécanique élevée; de par ses caractéristiques électriques, le temps de réponse intrinsèque d'un moteur-couple peut être court et sa résolution élevée. De plus, le couple délivré croît proportionnellement au courant d'entrée et est indépendant de la vitesse ou de la position angulaire. Le couple étant linéaire en fonction du courant d'entrée, ce type de machine est exempt de seuil de fonctionnement. Des moteurs-couples sont commercialisés, notamment, par les firmes ARTUS (France) et INLAND (U.S.A.). Le second membre 24b de l'organe moteur, du fait de sa liaison avec la partie arrière empennée du missile, est l'objet d'un couple résistant résultant de la combinaison du couple d'inertie de cette section arrière et du couple aerodynamique fourni par l'empennage. Le premier membre 24a de l'organe moteur comporte une entrée de commande qui est connectée à un amplificateur qui inclut des réseaux électriques correcteurs. L'entrée de cet amplificateur, pendant la phase de recherche d'une cible par le senseur, reçoit un signal électrique résultant de la comparaison de la vitesse angulaire Ô de roulis du corps du missile et d'une valeur de consigne. La vitesse angulaire de roulis du corps du missile peut être fournie par un gyromètre dont l'axe sensible est aligné sur l'axe longitudinal du missile. La valeur de consigne peut être variée en fonction du temps, c'est-à-dire en fonction de l'altitude du missile au-dessus du sol. Pendant la phase de pilotage du missile sur la cible détectée, l'entrée de l'amplificateur de l'organe-moteur reçoit un signal électrique permettant de contrôler l'angle de roulis du corps du missile dans le but d'annuler la rotation de la ligne de visée missile/cible.The drive member 24 for controlling the roll angle of the front section of the missile is a torque engine. A torque motor is a rotary multipolar electric machine which can be coupled in direct engagement with the load to be driven. This type of machine transforms electrical control signals into a mechanical torque large enough to obtain a determined degree of precision in a speed or position control system. A torque motor of the "pancake" type, by design, can be easily integrated into the structure of the missile. As shown in FIG. 12, this type of torque motor essentially comprises three elements: a
L'empennage 31 du missile est constitué par des ailettes mobiles entre une position rabattue contre le corps du missile et une position déployée active. Compte tenu de la vitesse de déplacement V relativement faible du missile, il est nécessaire que l'empennage fournisse un couple stabilisateur aérodynamique important, ceci est obtenu par des ailettes de grand allongement qui sont plaquées tangentiellement sur le corps du missile. La figure 13 est une vue en perspective de l'ensemble de l'empennage, les ailettes situées sur le devant de la figure étant supprimées dans un but de clarté. Le corps 31a a de l'empennage est une pièce annulaire munie, par exemple, dun filetage intérieur 31 b permettant sa fixation sur la base de la section arrière 30 du missile. Cette pièce annulaire comporte un jeu de chapes 31c inclinées et régulièrement réparties sur le pourtour de la pièce. Dans ces chapes, une fente 33 à faces parallèles permet d'encastrer la patte d'articulation 34 de l'ailette 32 qui peut pivoter, par l'intermédiaire d'un tourillon dans les trous 33a et 33b. Du point de vue mécanique, l'empennage est complété, pour chacune des ailettes, par un dispositif de verrouillage en position déployée. Ce dispositif est constitué, par exemple, par un mécanisme de verrouillage à ressort 36 qui actionne un goujon 37, lequel peut s'engager dans une encoche latérale ménagée à cet effet dans la patte d'articulation de l'ailette. Un mode de réalisation détaillé de ce type d'empennage a été décrit dans le brevet français PV. n° 53 419, déposé le 15 Mars 1966 et publié sous le n° 1 485 580. En plus de sa fonction stabilisatrice, l'empennage fournit un couple résistant aérodynamique qui est transmis au second membre 24b de l'organe moteur 24.The
Le générateur de gaz 26 est essentiellement constitué par une chambre de combustion à l'intérieur de laquelle sont disposés deux blocs 26a et 26b de propergol solide. Entre ces deux blocs de propergol, est située une tuyère d'éjection 27 dont l'orifice de sortie débouche sur la paroi latérale du corps du missile. La direction de poussée des gaz Po est inclinée d'un angle a sur l'avant du missile pour fournir les deux composantes de force d'accélération: la force longitudinale FL permettant de compenser la force de pesanteur terrestre et la force normale FN utilisée en combinaison avec l'angle de roulis du corps du missile pour varier l'orientation du vecteur vitesse V du missile. La section de la chambre de combustion et, par voie de conséquence, la section des blocs de propergol, peuvent être de forme torique pour laisser un libre passage autour de l'axe longitudinal X du missile, notamment pour disposer l'arbre d'accouplement 21 des sections avant et arrière du missile.The gas generator 26 is essentially constituted by a combustion chamber inside which are arranged two
La masse totale mp de propergol doit satisfaire à la relation suivante:
La charge militaire peut être avantageusement du type dit "à charge creuse" qui produit un jet capable de perforer le blindage de protection des véhicules. Pour assurer un libre passage du jet le long de l'axe longitudinal du missile, l'arbre d'accouplement 21 des sections avant et arrière du missile comprend un évidement dans sa portion axiale; de plus, un libre passage peut être aménagé également dans la partie centrale du compartiment 25 rassemblant les circuits électroniques associés au senseur E.0 23 et à l'organe moteur 24.The military charge can advantageously be of the so-called "hollow charge" type which produces a jet capable of puncturing the vehicle's protective armor. To ensure free passage of the jet along the longitudinal axis of the missile, the coupling shaft 21 of the front and rear sections of the missile comprises a recess in its axial portion; moreover, a free passage can also be arranged in the central part of the
Le parachute de freinage 35 du missile peut être un parachute similaire à ceux mis en oeuvre dans la technique des projectiles freinés tels que les bombes d'aviation. A ce parachute sont associés des dispositifs de libération et de largage non représentés. La durée d'action du parachute est fonction de la masse Mo du missile et du rapport de la vitesse de croisière à la vitesse V prédéterminée sur la portion terminale de la trajectoire du missile.The
Le missile guidé qui vient d'être décrit en détail peut être un missile de moyen calibre de l'ordre de 100 mm et un facteur d'allongement d'environ 6 à 7 pour un poids de 10 à 15 kgs. Toutefois, on peut indiquer que toutes ses valeurs peuvent être modifiées dans de larges limites fonction notamment de la puissance de destruction de la charge militaire emportée.The guided missile which has just been described in detail may be a medium caliber missile of the order of 100 mm and an elongation factor of approximately 6 to 7 for a weight of 10 to 15 kgs. However, it can be indicated that all of its values can be modified within wide limits depending in particular on the destructive power of the military charge carried.
Le missile guidé, en lui-même, tel qu'il vient d'être decrit, peut constituer un sous-projectile d'un projectile de dimensions plus importantes dont la fonction principale est d'assurer l'emport de ce ou d'un groupement de tels sous-projectiles sur la portion de croisière jusqu'à la position terminale de la trajectoire de tir.The guided missile, in itself, as just described, can constitute a sub-projectile of a projectile of larger dimensions whose main function is to ensure the carrying of this or a grouping of such sub-projectiles on the cruise portion to the end position of the firing trajectory.
On se réfère maintenant à la figure 14 qui illustre la portion transitoire entre la portion de croisière et la portion terminale de la trajectoire de tir. Le projectile porteur 50 transporte des sous-projectiles ou missiles guidés 51, 52 et 53 situés dans une section 54. Dès l'abord de la portion de transition de la trajectoire, les missiles guidés sont éjectés et dispersés avec une vitesse initiale importante sensiblement égale à celle du projectile porteur et se trouvent à une altitude, au-dessus du sol, prédéterminée. Afin de réduire leur vitesse initiale de déplacement pour atteindre la vitesse V adéquate pour réaliser l'acquisition et l'interception des cibles, le parachute de freinage 35 du missile est libéré pendant une durée déterminée, après laquelle la liaison mécanique entre le missile et le parachute est rompue pour assurer le largage de celui-ci. L'empennage stabilisateur 31 est déployé et la section avant du missile est mise en autorotation. Dès lors, le générateur de gaz, pour produire la force de poussée transversale FN est activé et la phase de recherche d'une cible potentielle située au sol peut débuter. Il résulte de la force d'éjection imprimée par le véhicule porteur 50 à l'instant de sa séparation des sous-projectiles 51 à 53, une certaine distance de dispersion RD au moment où débute l'opération de recherche des cibles par le senseur du sous-projectile.Reference is now made to FIG. 14 which illustrates the transient portion between the cruising portion and the terminal portion of the firing trajectory. The
La figure 15 est une vue partielle éclatée de la section 54 du projectile porteur 50 qui montre un exemple d'installation d'un groupement de trois missiles guidés 51, 52 et 53. Ces missiles sont régulièrement repartis autour de l'axe longitudinal du projectile porteur, en outre, un groupement identique de missiles peut être installé en tandem, si nécessaire.Figure 15 is a partial exploded view of
La figure 16 est une coupe transversale du projectile porteur 50 qui montre la disposition relative des missiles guidés 51, 52 et 53 à l'intérieur de la section de logement 54. Les missiles guidés sont en appui sur des éléments 55 actionnés par un mécanisme d'éjection 56 dont la fonction complémentaire est de communiquer une certaine quantité de mouvements aux missiles lors de leur éjection, dans le but d'assurer une dispersion relative prédéterminée. Le mécanisme d'éjection 56 peut être d'un type mécanique connu actionné par des moyens hydrauliques, pneumatiques ou éventuellement électriques. Dans le but de minimiser la section transversale du projectile porteur, les missiles peuvent être munis d'un empennage forme de quatre ailettes déployables 32, afin de permettre un certain encastrement matériel de celles-ci.Figure 16 is a cross section of the
Le Tableau est un tableau récapitulatif du déroulement des principales opérations effectuées par le missile au cours de sa trajectoire de tir.The Table is a summary table of the progress of the main operations carried out by the missile during its firing trajectory.
Le missile guidé selon l'invention n'est pas limité dans ses caractéristiques et ses applications au mode de réalisation décrit. Notamment, le senseur peut être du type passif ou semi-actif et opérer dans les bandes optiques ou radar du spectre électro-magnétique, la disposition relative des éléments tels que l'organe moteur 24 et la charge militaire 33 peut être modifiée.The guided missile according to the invention is not limited in its characteristics and its applications to the embodiment described. In particular, the sensor can be of the passive or semi-active type and operate in the optical or radar bands of the electromagnetic spectrum, the relative arrangement of the elements such as the driving member 24 and the
L'invention n'est pas limitée à son application à un missile autonome, mais s'applique également à un missile porté par des vehicules ou aéronefs classiques.
Claims (12)
said method comprising, for seeking the target, the following sequences:
said method comprising, for pursuing the target after detection, the following stages:
characterized in that:
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