FR2638544A1 - Systeme pour determiner la position spatiale d'un objet en mouvement, applique notamment a l'atterrissage des avions - Google Patents

Abstract

L'invention présente un système pour déterminer la position spatiale d'un objet mobile et pour guider son mouvement. Ce système comprend : - un dispositif triangulaire de trois sources de lumière 1 fixées à un objet mobile et faisant face aux moyens de guidage; - un dispositif capteur électro-optique 2 comprenant un dispositif à surface de production d'image 5 et un calculateur de traitement d'image 7 placés à un endroit faisant face à l'objet mobile; - un calculateur de guidage 3 relié au calculateur de traitement d'image; et - des moyens de radiocommunication 4 pour échanger des signaux avec l'objet mobile. Application au guidage et à l'atterrissage des avions pilotés et non pilotés.

Description

La présente invention concerne un système de guidage d'un objet en

mouvement, appliqué notamment à

l'atterrissage automatique des avions à l'aide d'un cap-

teur électro-optique spécial. L'atterrissage des avions en général, et des avions sans pilote (ASP) est la phase la plus délicate

dans le fonctionnement d'un avion. Elle exige des opéra-

teurs très entraînés, implique des risques non négli-

geables, et ne peut être exécutée que dans des condi-

tions de vol favorables.

Actuellement ce sont des opérateurs qui font atterrir les ASP et qui les observent depuis la piste ou qui surveillent les images transmises par une caméra montée à bord. Les ordres de guidage sont envoyés par

radio à l'ASP. Les deux procédés présentent des diffi-

cultés considérables du fait que le pilote se trouve placé dans des conditions défavorables par rapport au fonctionnement d'un avion ordinaire et ne reçoit que des informations incomplètes. En particulier, la perception par le pilote de la position de l'ASP est limitée, il lui manque quelques indications de mouvement, il perçoit

moins certains perturbations subites, etc. La possibi-

lité de faire atterrir l'ASP dans des conditions défavo-

rables telles que le mauvais temps, la visibilité limi-

tée, ou de nuit est sévèrement limitée.

L'atterrissage d'avions pilotés sur de petites

pistes telles que les porte-avions présente des diffi-

cultés similaires. La plate-forme d'atterrissage est très petite, comparée à la piste d'atterrissage au sol habituelle, si bien qu'un guidage très précis vers le point de contact avec le sol est nécessaire. Le pilote manque d'une référence fixe comme l'horizon ou de

quelques caractéristiques du terrain; de fortes pertur-

bations dues au vent sont souvent rencontrées; le processus d'atterrissage est très court et demande une réponse rapide du pilote pour corriger les déviations de la trajectoire de vol et, par mer forte, la plate-forme d'atterrissage bouge avec six degrés de liberté et de grandes amplitudes. Divers systèmes ont été suggérés pour

l'atterrissage automatique des avions. Ces systèmes uti-

lisent la position de l'avion mesurée aux instruments pour maintenir celui-ci sur la trajectoire de descente souhaitée. Les mesures utilisées sont les lectures des

instruments de bord (à savoir altimètre, gyros et accé-

léromètres), des lectures de radar ou même de capteurs spéciaux basés au sol. Les procédés et les systèmes décrits dans la littérature (Kitten et Fried) sont, cependant, de nature limitée car la mesure des degrés de

liberté de l'ASP est incomplète et imprécise.

En particulier, Hornfeld et al. décrivent un système d'atterrissage automatique basé sur un capteur optique additionnel. Le système comprend plusieurs feux

infrarouges suivant une ligne qui s'étend transversale-

ment par rapport à la piste de sorte que le feu central est placé à l'extrémité de la piste et qu'une caméra TV infrarouge est reliée à un calculateur à bord de l'avion. On fait tourner la caméra (capteur) de manière continue, de façon telle que l'image du feu central soit

obtenue au centre du plan de l'image; l'angle de rota-

tion de la caméra est utilisé pour déterminer la dévia-

tion de l'avion par rapport à la ligne centrale de la piste. Le système est complété par des systèmes capteurs additionnels tels que le télémètre laser pour trouver la distance de l'avion. Ce procédé ne peut fondamentalement

être utilisé que pour guider l'avion suivant une trajec-

toire rectiligne prédéterminée. Le procédé de mesure

consistant à monter la caméra dans un cardan et à utili-

ser la poursuite TV est incomplet et introduit des erreurs de mesure importantes qui nuiraient à un guidage exact. D'autres systèmes décrits (Urness & Hess,

Philips et al.) utilisent des lectures radar pour déter-

miner la direction et la distance de l'avion qui s'approche. Ces systèmes souffrent des inconvénients mentionnés ci-dessus: les mesures ne sont pas précises et sont incomplètes (seules la position et la direction de l'avion sont offertes) et le guidage vers l'atterrissage est forcément restrictif. Des systèmes de ce genre sont incapables de fournir des atterrissages serrés et des atterrissages sur des bandes limitées ou

sur des bateauxde taille moyenne et petite.

D'autre part, les systèmes d'atterrissage automatique pour de gros avions civils et militaires

sont très couteux et nécessitent des installations éten-

dues pour le site d'atterrissage.

La présente invention vise un système pour déterminer la position spatiale d'un objet en mouvement

et pour guider son mouvement.

Ce système est caractérisé en ce qu'il com-

prend en combinaison: a. un dispositif de trois sources de lumière définissant un triangle, lié audit objet, faisant face au dispositif de guidage;

b. un dispositif capteur électro-optique, com-

prenant un dispositif à surface de production d'image et

un calculateur de traitement d'image, placé à une posi-

tion faisant face audit objet;

c. un calculateur de guidage relié au calcula-

teur de traitement d'image; d. des moyens de radiocommunication pour

échanger des signaux radio avec ledit objet.

La nouveauté de ce système est caractérisée par une mesure précise de tous les six degrés de liberté de l'avion (position et orientation) effectuée par un capteur unique et indépendant et par l'utilisation

complète de cette information pour commander l'avion.

Sur la base de ces mesures, le système évalue les influences perturbatrices, telles que la turbulence atmosphérique ou les rafales de vent et les prend en compte. Cela permet un guidage de l'avion très précis

suivant la trajectoire souhaitée, en prenant immédiate-

ment toutes les actions correctives nécessaires.

Parmi les avantages significatifs on trouve l'augmentation de sécurité de l'avion et de la charge utile; la possibilité de rendre l'atterrissage très doux (minimisant les dégâts à la charge utile) et très précis (contact au sol en un point précis); la possibilité de

tirer tout l'avantage des capacités de l'avion en exécu-

tant des manoeuvres très compliquées qui d'ordinaire ne

sont pas accessibles aux opérateurs humains, la consé-

quence en étant qu'il est possible de réduire la taille de la bande d'atterrissage nécessaire et de réduire le temps passé par l'avion audessus du terrain d'aviation; une vitesse élevée de mise à jour, une précision élevée et une commande totale par calculateur rendent possible l'atterrissage sur des plates-formes en mouvement telles que de petits bateaux pourvu que l'information sur le

mouvement du bateau soit fournie.

Dans la forme de réalisation préférée pour de petits avions inhabités, tels que la majorité des ASP actuels, les sources de lumière sont montées sur l'avion tandis que la mesure, le traitement de l'information et les calculs des ordres de guidage sont effectués au sol; les ordres sont transmis à l'ASP par l'intermédiaire de la liaison radio, comme cela est fait dans le mode de fonctionnement manuel. Il est suggéré que cette forme de réalisation soit un système ajouté conçu pour interférer

le moins possible avec le mode de fonctionnement manuel.

Dans la forme de réalisation préférée pour des avions assez gros, les sources de lumière sont installés au sol tandis que la saisie et le traitement de l'information sont effectués à bord de l'avion. Cela étant la portée opérationnelle, du fait qu'on peut uti- liser des sources de lumière beaucoup plus puissantes,

et cela améliore la performance d'ensemble car les déca-

lages de temps de transmission sont éliminés. Un avan-

tage complémentaire est que le système à bord devient

indépendant.

D'autres particularités et avantages de

l'invention apparaîtront encore dans la description ci-

après. Aux dessins annexés donnés à titre d'exemples non limitatifs: - la figure 1 est un schéma bloc général du système d'atterrissage automatique; - la figure 2 représente l'atterrissage d'un avion sur un porte-avion; la figure 3 représente la géométrie de la production d'image; - la figure 4 représente l'atterrissage d'un ASP sur une piste au sol; - la figure 5 représente l'atterrissage d'un avion sur une piste, à une extrémité de laquelle sont

fixées les sources de lumière.

La présente invention concerne un procédé pour guider et faire atterrir les avions sur la base de

mesures précises de leur position et de leur orienta-

tion, et un système pour la mise en oeuvre d'un tel pro-

cédé. Le procédé est caracterisé par la mesure précise de tous les six degrés de liberté de l'avion (position et orientation) et par l'utilisation complète de ceux-ci dans les algorithmes d'atterrissage. Le schéma-bloc général du système d'atterrissage autom::ique est montré à la figure 1. Le système comprend, en combinaison, des sources de lumière 1, un capteur électro-optique 2, un

calculateur de guidage 3, et une liaison radio 4.

L'invention offre deux types de configuration: (a) des sources de lumière montées sur l'avion avec un capteur placé au sol, et (b) un capteur placé à bord avec des sources de lumière placées au sol, avec les équipements

auxiliaires nécessaires.

Les sources de lumière comprennent au moins trois sources ponctuelles de lumière (LS), montées de façon à définir un triangle, qui doivent être assez

puissantes pour être détectées depuis des distances suf-

fisamment grandes par le capteur électro-optique.

Suivant des formes de réalisation préférées, le capteur électro-optique 1 comprend une caméra 5 à dispositif de transfert de charges CCD à surface de haute résolution et une carte 6 d'acquisition de trame reliée à un calculateur 7 de traitement de données image, tel qu'un micro-ordinateur d'usage général ou une

carte spéciale implantée dans un calculateur plus impor-

tant. Une telle caméra est équipée d'une lentille 8 pré-

sentant un ou plusieurs champs de vision, un filtre spectral 9 et un autoiris 10. Le filtre spectral 9 est adapté à la bande spectrale des sources de lumière 1 et est employé de façon à améliorer le rapport signal à bruit et le rapport signal à environnement. L'auto-iris commandé par calculateur régule le signal reçu dont l'intensité augmente considérablement lorsque l'avion approche. La fourniture de plusieurs champs de vision par un tel système peut être réalisée en utilisant une lentille 8 à focale variable appropriée ou en utilisant

plusieurs caméras 5 ayant chacune une lentille diffé-

rente, reliées au même calculateur.

L'information d'image reçue par la caméra 5 à travers la carte d'acquisition de trame 6 est traitée

par le calculateur 7 de façon à déterminer les coordon-

nées des images des sources de lumière; une interpola-

tion au-dessous du pixel est utilisée pour obtenir une résolution maximum. Les équations des images sont alors résolues et les coordonnées tridimensionnelles des

sources de lumière par rapport au capteur sont détermi-

nées. Sur la base de ces coordonnées, la position et l'orientation de l'avion sont déterminées. C'est une caractéristique importante du système selon l'invention que d'être conçu pour obtenir des mesures très précises

de tous les six degrés de liberté de l'avion.

Les mesures de la position et de l'orientation de l'avion, qui peuvent être échantillonnées à la vitesse TV ou à une vitesse plus grande, sont transmises au calculateur de guidage 11. Le calculateur utilise des

techniques de filtrage basées sur le modèle de la dyna-

mique des avions de façon à reconstruire la trajectoire de l'avion et à évaluer toute-perturbation (telles que les rafales de vent). Les déviations par rapport à la

trajectoire d'atterrissage optimale souhaitée sont cal-

culées, et les ordres de guidage correspondants sont émis. Dans la configuration avec un capteur installé au sol, les ordres de guidage sont transmis à l'avion

par la liaison radio 4 à travers une interface appro-

priée 12. Dans la configuration inverse, la liaison radio est utilisée pour transmettre des informations optionnelles à la station de commande au sol. Il est prévu de fournir diverses données techniques au système d'atterrissage automatique au moyen du terminal 13, telles que l'identification du type de l'avion qui approche, les conditions météorologiques générales, le type de la trajectoire d'atterrissage souhaitée, etc. Le terminal 13 sert aussi à présenter en retour

l'information de vol aux opérateurs, telle que la posi-

tion exacte de l'avion, la vitesse de l'avion et la

vitesse verticale de descente de l'avion, toutes dévia-

tions par rapport à la trajectoire d'atterrissage; les perturbations dues au vent et à la turbulence telles que mesurées par le système et la position du point de

contact au sol estimé. Le terminal peut aussi être uti-

lisé pour transmettre l'ordre d'abandon d'atterrissage

dans des situations d'urgence imprévues.

Le système utilise les systèmes auto-pilotes existants de l'avion, mais est conçu pour les remplacer totalement dans différents cas de pannes ou lorsqu'il

n'y a pas d'auto-pilote.

Le processus pour faire atterrir un avion avec l'aide du système est décrit à la figure 2. L'avions 14 est amené au voisinage du site d'atterrissage par des moyens indépendants et est guidé dans la boîte d'acquisition 15 du système d'atterrissage automatique à la distance d'acquisition maximum. La distance d'acquisition est définie par la possibilité qu'a le système de détecter les sources de lumière, et les dimensions de la boîte d'acquisition correspondent au

champ de vision. La distance d'acquisition et les dimen-

sions de la boîte d'acquisition sont conçues en accord avec la taille et le type de l'avion, les moyens de navigation indépendants utilisés pour guider l'avion dans la boîte d'acquisition, et les particularités du site d'atterrissage. Typiquement, le système fonctionne avec deux champs de vision, un champ de vision large pour l'acquisition initiale et un champ de vision étroit pour la mesure précise. Le système acquiert la cible dans le champ de vision large o, à grande distance, sont seulement possibles les mesures de la hauteur et du déplacement latéral, et la guide le long de la trajectoire de descente 16 vers la pente de descente 17 au centre du champ de vision, o il passe au champ de vision étroit. Une fois qu'il est dans le champ de vision étroit, des mesures précises de tous les six degrés de liberté sont effectuées et le guidage de l'avion est changé en conséquence. A de très courtes distances, le système peut revenir au champ de vision large car dans le champ de vision étroit la taille de l'image peut devenir trop grande. Le système guide l'avion au point de contact au sol 18 et à l'arrêt total

de l'avion typiquement par le câble d'arrêt 19.

Pendant le processus de guidage le système estime constamment la trajectoire attendue de l'avion qui est calculée de façon à être la plus proche de la

trajectoire d'atterrissage optimum compte tenu des per-

turbations existantes, et calcule la position du point de contact au sol attendu ainsi que la vitesse de l'avion et sa vitesse verticale de descente. Dans le cas o l'un quelconque de ces paramètres critiques dépasse les limites autorisées, ou si une commande d'interruption d'urgence est reçue en provenance des opérateurs humains, le système fait avorter la mission et ordonne à l'auto-pilote de l'avion de gagner une

altitude de sécurité et transmet la commande à la sta-

tion de commande. Typiquement on fera en sorte que l'avion exécute un cercle autour de la bande d'atterrissage et soit amené de nouveau dans la boite d'acquisition de sorte que l'atterrissage automatique soit tenté de nouveau. Le terminal 13, pour l'entrée et la visualisation des données est conçu de façon telle' qu'un opérateur humain puisse reprendre la commande à tout moment souhaité. Le terminal 13 est placé à l'intérieur de la station de commande au sol 22, relié

au capteur électro-optique 2 et au calculateur de gui-

dage 3 au moyen d'un câble de liaison 23. Le terminal 13 pour l'entrée des données peut être équipé d'un manche affecté d'une priorité supérieure pour qu'un opérateur humain puisse prendre la commande dans des cas d'urgence. La géométrie de la production d'image est mon- trée à la figure 3, o A, B, et C sont les sources de lumière et a, b, et c sont leurs images dans le plan de la puce de la caméra. En appelant XA, YA' ZA, '''' XC' YC' ZC les coordonnées des sources de lumière, et en appelant Ya, Za,, Yc' Zc les coordonnées de leurs images, les équations d'image sont:

YA YB YC

Ya = - f xA Yb f xB Yc XC zC xA b XB C o f est la distance focale de la lentille. D'autre part, les trois distances relatives rAB, rBC, et rAC entre les sources de lumière A, B, et C peuvent aussi être exprimées en termes des coordonnées: rB = / (xB - xA)2 + (YB - YA) + (ZB ZA) r BC rBC a / (Xc -XB)2 + (Yc YB) + (ZC - ZB) rAC = /(Xc - XA)2 + (Yc - YA)2 + (ZC zA)2 Le résultat est un système de neu.f équations pour les neuf coordonnées inconnues des sources de lumière. Ce

système peut être résolu lorsqu'on connaît les coordon-

nées des images des sources de lumière, pourvu que les sources de lumière ne soient pas colinéaires. Dans les conditions pratiques rencontrées lors du fonctionnement des systèmes d'atterrissage automatique, la solution est unique. Les coordonnées des images dans le plan de la puce de la caméra sont obtenues par traitement d'image de l'information pixel. C'est- à-dire sur la sortie vidéo de la caméra est numérisée et stockée dans la mémoire du calculateur, chaque nombre correspondant à l'intensité lumineuse dans l'élément d'image approprié (pixel). Les pixel correspondant aux images des sources de lumière sont détectés par un dispositif à effet de seuil, et une interpolation centrale est utilisée pour déterminer la position de l'image. L'interpolation a pour conséquence une super résolution résolution de position meilleure

que la taille du pixel.

Les paramètres critiques du système sont la distance, le champ total de vision, et la précision de

mesure. Les deux premiers paramètres résultent des exi-

gences opérationnelles de l'application pratique, à savoir, type d'avion, taille et type de la bande d'atterrissage, conditions de fonctionnement, type et disponibilité de moyen de navigation indépendant, etc. Pour les ASP la distance caractéristique est 1 - 2 km et

le champ de vision total est de l'ordre de 20 degrés.

L'exigence d'une certaine précision de mesure est dictée par les considérations de guidage et de commande: plus la mesure est précise, plus la commande est fiable. La

simulation de l'atterrissage de l'ASP montre qu'une pré-

cision de mesure d'environ 3 mrad est suffisante pour obtenir une commande très fiable de l'ASP et assurer un

atterrissage très précis. La précision que l'on peut ob-

tenir dans une réalisation pratique dépend principale-

ment de la distance et du crhamp de vision. De façon à

obtenir la précision souhaitée à grande distance le sys-

tème emploie typiquement un second champ de vision étroit. Dans la configuration préférée pour les ASP, montrée à la figure 4, les sources de lumière 1 sont de préférence de puissantes diodes laser montées sur l'ASP et le capteur 2 et le calculateur 3 sont placés au sol à l'extrémité de la bande d'atterrissage 21 derrière le câble d'arrêt 19. Les diodes choisies sont les diodes

laser 500 mW telles que les diodes SLD303 de SONY fonc-

tionnant dans le mode ondes entretenues, et elles sont montées sur le nez et les extrémités des ailes de

l'avion. Les diodes sont équipées de lentilles cylin-

driques de façon à obtenir un angle d'émission de 20 par degrés. La caméra CCD est la caméra PULNIX TM865 qui possède 800 par 590 éléments photosensibles; la lentille est capable d'offrir deux distances focales, 35 mm et

170 mm et est équipée d'un auto-iris commandé par calcu-

lateur; le dispositif d'acquisition de trame est la carte PC Vision Plus par IMAGING TECHNOLOGIES INC.; et le calculateur de traitement de données et de guidage

est compatible IBM PC. La bande passante du filtre spec-

tral de la caméra est adaptée à la longueur d'onde d'émission des diodes. Les diodes montées sur l'avion définissent un triangle ayant une base de 5 m et une hauteur de 2 m. Les deux distances focales de la lentille définissent les deux champs de vision, un large, de 15 par 12 degrés, et un étroit, de 2 par 3 degrés. La portée maximum du système est, suivant les conditions de visibilité atmosphériques 1500 - 2000 m, et la précision de mesure dans le champ de vision étroit

est de l'ordre de 3 mrad.

Le système acquiert la cible dans le champ de vision large à la distance maximum, lorsque l'avion vole

horizontalement vers le capteur à une altitude de croi-

sière d'approximativement 300 m. Seules les mesures de l'altitude et de la position latérale de 1'ASP sont fournies. Sur la base de cette information, l'ASP est guidé en descente vers la pente de descente vers le centre du champ de vision. Lorsque cela est exécuté, le système passe au champ de vision étroit et commence à fournir des mesures précises de tous les six degrés de liberté. Ce changement se produit à une distance de 1000 - 1500 m et à une altitude d'environ 1000 m. A une distance de 250 m le système rebascule sur le champ de vision large qui est maintenant suffisamment précis. La

précision d'atterrissage est meilleure que 1 m latérale-

ment, 2 m longitudinalement, et 3 degrés suivant les

angles de roulis et d'azimut.

Cette configuration est conçue comme un sys-

tème ajouté pour interférer le moins possible avec la

configuration existante de i'ASP et son mode de fonc-

tionnement, et avec l'exigence de demandes minimum de poids et de puissance additionnels sur l'avion. Les ordres de guidage calculés par calculateur sont transmis à l'ASP par une liaison radio 4 à la place des ordres au

moyen du manche par l'opérateur humain.

Dans la forme de réalisation préférée pour

d'assez gros avions, montrée à la figure 5, o des dis-

tances d'acquisition plus grandes sont nécessaires et quand on insiste moins sur le poids minimum des éléments montés à bord, les sources de lumière 51 sont installées

sur le sol et la caméra et le calculateur sont à bord.

Deux des options possibles sont spécifiquement citées (a) une configuration avec trois projecteurs puissants 24 placés sur la bande d'atterrissage derrière le câble d'atterrissage et disposés dans le triangle, le capteur aéroporté étant équipé de deux champs de vision, de façon très analogue à la configuration pour les ASP mais dans le mode inverse; et (b) une configuration avec en plus deux puissants projecteurs 25 placés de façon à former un triangle étendu par addition et d'éliminer le

besoin de deux champs de vision pour le capteur aérien.

Dans cette dernière configuration, le système acquiert la cible en fonction du petit triangle, guide l'avion vers la pente de guidage 17 o le triangle étendu

devient également visible de sorte que des mesures tota-

lement précises deviennent possibles, et passent éven- tuellement aux mesures en fonction du petit triangle 21 à des distances très proches. De façon à faciliter l'identification du petit triangle pendant l'acquisition de la cible, seuls les projecteurs 21 peuvent fonctionner initialement, et les projecteurs 24 sont

allumés à la phase suivante. Alternativement, la discri-

mination entre les triangles est effectuée par traite-

ment d'image, basée sur le nombre et les positions rela-

tives des images observées.

La première configuration est préférable pour l'atterrissage d'assez gros avions sur de très petites

bandes d'atterrissage, o il n'est pas possible de for-

mer le triangle étendu à cause des limitations d'espace,

tel que l'atterrissage sur des porte-avions.

Dans ces formes de réalisation, le capteur est le même que dans l'exemple de l'ASP, étant prévu que la lentille correspondante a les champs de vision 10 par 8

degrés et 1,5 par 1 degré (dans la première configura-

tion); les sources de lumières sont de puissants projec-

teurs de 1000 W. Le capteur électro-optique est monté fixement sur l'avion, le calculateur avec toute

l'électronique de soutien étant aussi placé à bord.

Le système fonctionne de façon similaire à la façon décrite ci-dessus dans le cas du RPV; dans ce cas, cependant, la distance d'acquisition est 3000 - 4000 m

et l'altitude de croisière 600 m.

Bien que l'exemple donné se réfère à un sys-

tème d'atterrissage d'avions de différents types, incluant des ASP, il est clair que le système suivant l'invention convient pour donner la position spatiale

d'un objet en mouvement et sa trajectoire, et pour gui-

der son mouvement. La base est la fourniture du système de trois sources de lumière formant un triangle soit liées & l'objet soit situées à une station de guidage, avec la fourniture de capteurs électro-optiques et

d'auxiliaires, comprenant une liaison radio, ledit cap-

teur étant respectivement à la station de contrôle ou

sur ledit objet.

Claims (15)

REVENDICATIONS

1. Système pour déterminer la position spa-

tiale d'un objet en mouvement et pour guider son mouve-

ment, caractérisé en ce qu'il comprend en combinaison: a. un dispositif de trois sources de lumière (1) définissant un triangle, lié audit objet, faisant face au dispositif de guidage; b. un dispositif capteur électrooptique (2), comprenant un dispositif à surface de production d'image (5) et un calculateur de traitement d'image (7), placé à une position faisant face audit objet;

c. un calculateur de guidage (3) relié au cal-

culateur de traitement d'image (7); d. des moyens de radiocommunication (4) pour échanger des signaux radio avec ledit objet, ledit système fournissant la mesure exacte de tous les six degrés de liberté dudit objet et le guidage de son

mouvement sur la base de telles mesures précises.

2. Système selon la revendication 1, caracté-

risé en ce que le capteur électro-optique (2) est fixé à l'objet en mouvement, et les trois sources de lumière

(1) sont disposées en triangle à la station de commande.

3. Système conforme à l'une des revendications

1 ou 2, caractérisé en ce qu'il est appliqué à

l'atterrissage d'avions.

4. Système selon la revendication 3, caracté-

risé en ce que les moyens capteurs électro-optiques (2) offrent des mesures précises de tous les six degrés de liberté de l'avion sur la base des images. desdites sources de lumière, et lesdites mesures sont totalement utilisées pour guider l'avion avec précision, incluant

le guidage le long de la trajectoire d'atterrissage sou-

haitée.

5. Système conforme à l'une des revendications

1 à 4, caractérisé en ce que les moyens capteurs

électro-optiques (2) sont adaptés pour mesurer avec pré-

cision tous les six degrés de liberté dudit objet éloi-

gné en se basant sur trois sources de lumière (1) for-

mant un triangle monté sur l'objet, ces moyens compre-

nant une caméra CCD (5), une lentille (8), et un calcu-

lateur (7) pour traiter l'information d'image et calcu-

ler les coordonnées sur la base des équations d'image.

6. Système conforme à la revendication 5, caractérisé en ce que les sources de lumière (1) sont des diodes laser, des lampes halogènes, des projecteurs ou toute autre source de lumière de petite surface d'émission, équipées si nécessaire de lentilles, de façon à définir un angle d'émission prédéterminé, et o les moyens capteurs électro-optiques (2) sont équipés si

nécessaire d'un filtre spectral adapté (9).

7. Système selon les revendications 3, 4 ou 6,

caractérisé en ce que les sources de lumière (1) sont

montées sur la partie avant de l'avion, les moyens cap-

teurs électro-optiques (2) sont placés au sol à l'extrémité de la piste o l'avion doit atterrir, et les ordres de guidage de l'avion sont transmis à l'avion au

moyen de la liaison radio (4).

8. Système selon les revendications 3, 4 ou 6,

caractérisé en ce que les sources de lumière (1) sont placées sur le sol et les moyens capteurs électro-optiques (2) et le calculateur de guidage (3)

sont placés à bord de l'avion.

9. Système selon les revendications 3, 4 ou 6,

caractérisé en ce que le système comprend le dispositif pour allumer les sources de lumière quand l'avion a atteint une certaine distance' d'acquisition et est entré

dans le champ de vision du système, ou auparavant.

10. Système selon les revendications 3, 4 ou

6, caractérisé en ce que le système de lentille (8) du dispositif de production d'image peu' présenter deux champs de vision ou plus, qui peuvent être sélectionnés

par une commande du calculateur (3) suivant les algo-

rithmes de guidage, assurant la commutation du champ de vision étroit quand l'avion a été amené au centre du champ de vision et le retour au champ de vision large

quand l'avion s'est suffisamment approché.

il. Système selon les revendications 3, 4 ou

7, caractérisé en ce que les sources de lumière (1) sont des diodes laser, montées dans le nez et à l'extrémité

des ailes de l'avion ou tout près de celles-ci.

12. Système selon les revendications 3 et. 4,

caractérisé en ce que les sources de lumière (1) sont de

puissants projecteurs de lumière blanche.

13. Système selon les revendications 3 et 4,

caractérisé en ce qu'il est équipé de plus de trois sources de lumière de façon à augmenter la couverture

angulaire ou à fournir de la redondance pour un fonc-

tionnement fiable.

14. Système selon les revendications 3, 4 ou

8, caractérisé en ce qu'il est équipé de plus de trois sources de lumière en remplacement de plusieurs champs

de vision.

15. Système selon les revendications 3 ou 4,

caractérisé en ce que les ordres de guidage calculés

sont adressés à l'auto-pilote de l'avion.

16. Système selon les revendications 3 ou 4,

caractérisé en ce que les ordres de guidage calculés

sont adressés directement aux commandes de l'avion.