FR2846083A1 - Chercheur pour missiles de poursuite - Google Patents
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Abstract
Ce chercheur contient un module électro-optique de recherche (16) qui est monté par l'intermédiaire de cadres de cardan (18, 22) dans la structure (10) du missile, réagit au rayonnement de la cible et délivre des signaux de déviation, ainsi que des moyens de réglage (36, 38) pour orienter le module (16) sur la cible en fonction des signaux de déviation. Le module (16) est monté de façon à ne pouvoir pivoter qu'autour d'un axe de roulis (24) et d'un axe de tangage (20). Des capteurs (28, 34) mesurent l'angle de rotation du module (16) autour des axes (24, 20). Une unité fixe (48) mesure les vitesses de rotation autour de trois axes perpendiculaires entre eux. A partir des signaux du module (16), des capteurs (28, 34) et de l'unité (48), un calculateur détermine un système de référence du chercheur qui est indépendant des mouvements du missile et du chercheur, dont le mouvement de roulis est nul et qui est calé à la poursuite d'un cible détectée par le module (16), et il produit des commandes pour les moyens de réglage (36, 38).
Description
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L'invention concerne un chercheur pour missiles de poursuite, comportant un module électro-optique de recherche qui est monté par l'intermédiaire de cadres de cardan dans une structure de missile, réagit au rayonnement de la cible et délivre des signaux de déviation, ainsi que des moyens de réglage pour diriger le module de recherche sur une cible en fonction de signaux de déviation.
Les missiles de poursuite contiennent un chercheur comportant un module de recherche qui reçoit le rayonnement d'une cible et s'oriente sur celle-ci. Le module de recherche contient un système optique formateur d'image. Le système optique formateur d'image produit, dans un plan focal, une image d'une scène objet. Des moyens détecteurs produisent des signaux de déviation de la cible. Ces signaux de déviation de la cible activent des moyens de réglage qui orientent le module de recherche sur la cible. Il est en outre produit des commandes de direction qui dirigent le missile vers la cible.
Dans ces conditions, le module de recherche doit être stabilisé par inertie et être indépendant des mouvements du missile. Dans des missiles de poursuite connus, le système optique formateur d'image est disposé sur le rotor d'un gyroscope monté à la Cardan. Ce rotor du gyroscope est stabilisé dans l'espace et indépendant des mouvements du missile. Le système optique formateur d'image contient un miroir concave dont l'axe optique forme un petit angle avec l'axe de rotation du rotor du
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gyroscope. En conséquence, l'image de la scène objet effectue un mouvement giratoire dans le plan focal. Un disque de modulation est disposé dans le plan focal. En arrière du disque de modulation est disposé un détecteur photoélectrique. A partir des signaux du détecteur photo-électrique, il est produit des signaux de courant alternatif dont l'amplitude dépend de la grandeur de la déviation de la cible et dont la phase dépend de la direction de la déviation de la cible. Ces signaux sont appliqués à des bobines de précession qui entourent le rotor du gyroscope. Le rotor du gyroscope est aimanté radialement. Il est ainsi exercé, sur le rotor du gyroscope, des moments de précession périodiques par lesquels l'axe de rotation du rotor du gyroscope effectue une précession en direction d'une cible détectée. Dans des missiles connus, ces signaux de courant alternatif servent en même temps à la production de signaux de gouverne pour le missile.
Dans le cas de ces chercheurs connus, 1'"angle bigle", c'est-à-dire l'angle entre l'axe de rotation du rotor du gyroscope et l'axe longitudinal du missile, est limité.
On connaît aussi des modules de recherche qui traitent l'image. Dans de tels modules de recherche traitant l'image, de meme que dans le cas d'une caméra de télévision, un réseau bidimensionnel d'éléments détecteurs est disposé dans le plan focal du système optique formateur d'image. Les éléments détecteurs réagissent au rayonnement infrarouge. Une cible est identifiée et une déviation de la cible est déterminée par traitement de l'image.
Les missiles dotés d'une grande manoeuvrabilité exigent des chercheurs qui permettent de grands angles bigles. L'encombrement et le poids du chercheur doivent être aussi réduits que possible.
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L'invention a pour but de réaliser un chercheur pour missiles de poursuite qui rende possible, avec un encombrement réduit et un faible poids, un grand angle bigle.
D'après l'invention, ce but est atteint, dans un chercheur du genre défini au début, par le fait que a) le module électro-optique de recherche est monté dans la structure de façon à ne pouvoir pivoter qu'autour d'un axe de roulis et d'un axe de tangage perpendiculaire à celui-ci, b) des capteurs sont prévus pour la mesure de l'angle de rotation du module de recherche autour des axes de roulis et de tangage, c) un ensemble de capteurs inertiels, fixe par rapport à la structure, est prévu pour la mesure des vitesses de rotation autour de trois axes perpendiculaires entre eux, d) les signaux du module de recherche, des capteurs de mesure d'angle et des capteurs de mesure de vitesse de rotation sont appliqués à un calculateur, par lequel il peut être déterminé un système de référence du chercheur à trois degrés de liberté, - qui est indépendant des mouvements du missile et du chercheur, - dont le mouvement de roulis est nul et - qui est calé à la poursuite d'une cible détectée par le module de recherche, et e) le calculateur comporte en outre des moyens pour la production de commandes de positionnement pour les moyens de réglage en fonction de la position du système de référence du chercheur.
Ainsi, le module de recherche n'est pas monté sur le rotor d'un gyroscope, mais il est orientable par des moyens de réglage autour de deux axes des cadres de suspension à la cardan, à savoir l'axe de roulis et l'axe de tangage. Par le fait qu'il n'est prévu que deux
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axes de cadre, le système de cadres est relativement simple, léger et peu encombrant. Au moyen de l'ensemble de capteurs inertiels, par exemple deux gyroscopes coordonnés dynamiquement, disposés perpendiculairement l'un à l'autre et ayant au total quatre axes d'entrée, le mouvement du missile par rapport à l'espace inertiel est détecté. A partir des angles de déviation de la cible, fournis par le module de recherche, et des mouvements du missile par rapport à l'espace inertiel, fournis par l'ensemble de capteurs inertiels, il est défini par le calcul un système de référence qui est indépendant des mouvements de tangage, de lacet et de roulis du missile et dont l'axe des x passe par la cible et suit celle-ci en permanence, et dont la vitesse de roulis est nulle. Le module de recherche est orienté suivant cet axe des x. Des commandes de gouverne sont délivrées d'après le mouvement du système de référence dans l'espace inertiel.
Lorsque le module de recherche n'est mobile qu'autour de deux axes de cadre, il se produit une singularité quand la cible se déplace à proximité de l'axe de roulis. Lorsque la cible est située sur l'axe de roulis, la position du module de recherche autour de l'axe de roulis est complètement indéfinie. En cas de mouvements de la cible a proximité de l'axe de roulis, il faudrait que soient commandées des vitesses de réglage extrêmement élevées pour avoir une poursuite précise de la cible.
Pour cette raison, selon un développement de l'invention, les moyens destinés à la production des commandes de positionnement contiennent une logique pour discriminer les cas et sélectionner l'une parmi plusieurs commandes de positionnement spéciales lorsque la cible se rapproche de l'axe de roulis.
Ainsi, les commandes de positionnement peuvent être adaptées aux nécessités particulières lorsque la cible
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se rapproche de l'axe de roulis, ce qui fait que des vitesses de réglage des cadres de suspension qui ne peuvent pas être atteintes par les moyens de réglage ne sont pas commandées et qu'une perte de la cible est évitée.
A cette fin, le circuit logique peut être avantageusement construit et agencé de sorte a) qu'il soit appliqué, à la logique, un signal qui représente la valeur absolue de la vitesse angulaire de la cible par rapport au missile, un signal qui représente l'angle de tangage et un signal qui représente la déviation de la cible, b) que la logique combine ces signaux de manière à ce que la commande de positionnement autour de l'axe de roulis ne soit limitée que par la vitesse de réglage maximale pouvant être atteinte, lorsque -- l'angle de tangage dépasse une valeur seuil supérieure d'angle de tangage ou que -- l'angle de tangage est plus grand qu'une valeur seuil inférieure d'angle de tangage, mais plus petit que la valeur seuil supérieure d'angle de tangage et la valeur absolue de la vitesse angulaire relative est supérieure à une valeur seuil de vitesse angulaire, ou que -- la déviation de la cible est plus grande qu'une valeur seuil supérieure de déviation de la cible, la commande de positionnement commande une vitesse de réglage nulle lorsque -- l'angle de tangage est plus petit que la valeur seuil inférieure d'angle de tangage ou que l'angle de tangage est plus grand que la valeur seuil inférieure et plus petit que la valeur seuil supérieure, la valeur absolue de la vitesse angulaire relative est plus petite que la valeur seuil de vitesse angulaire et la valeur absolue
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de la déviation de la cible est plus petite qu'une valeur seuil inférieure de déviation de la cible, et la commande de positionnement croisse progressivement en fonction de la déviation de la cible, dans la plage entre les valeurs seuils inférieure et supérieure de déviation de la cible lorsque la valeur absolue de la vitesse angulaire relative est plus petite que la valeur seuil de vitesse angulaire et la valeur absolue de la déviation de la cible est comprise entre les valeurs seuils inférieure et supérieure de déviation de la cible.
La poursuite de la cible par le module de recherche autour de l'axe de roulis s'effectue de façon normale, la commande de positionnement n'étant limitée que par la vitesse de réglage maximale des moyens de réglage, lorsque l'angle du cadre de l'axe de tangage dépasse une valeur seuil supérieure, par exemple de 5 . Dans ce cas, la cible est suffisamment éloignée de l'axe de roulis, c'est-à-dire qu'on est en dehors de la singularité.
Lorsque l'angle du cadre de l'axe de tangage est compris entre la valeur seuil supérieure et une valeur seuil inférieure, un examen est fait pour déterminer si la cible se déplace rapidement ou lentement par rapport au missile. En cas de déplacement rapide, c'est-à-dire lorsque la valeur absolue de la vitesse angulaire relative est plus grande que la valeur seuil, il faut dans ce cas aussi que la poursuite soit effectuée sous la forme habituelle. Il en va de même en cas de grande déviation de la cible dans le champ de vision du module de recherche. Une perte de la cible est ainsi évitée.
En revanche, lorsque l'angle du cadre de l'axe de tangage est plus petit qu'une valeur seuil inférieure, par exemple de 0,05*, c'est-à-dire lorsque la cible est
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située très près de l'axe de roulis, il est préférable de laisser inchangé l'angle de roulis. Le risque est alors faible que la cible soit perdue, c'est-à-dire qu'elle sorte du champ de vision du module de recherche.
L'angle de roulis est également laissé inchangé lorsque l'angle du cadre de l'axe de tangage est plus grand que la valeur seuil inférieure, mais plus petit que la valeur seuil supérieure, que la valeur absolue de la vitesse angulaire relative est petite et que la déviation de la cible est également petite. Dans ce cas, la cible est située essentiellement au milieu du champ de vision du module de recherche et elle ne se déplace par rapport au missile que de façon relativement lente.
L'angle du cadre de l'axe de tangage est situé dans une plage moyenne. Là encore, le risque d'une perte de la cible est faible.
Enfin, lorsque l'angle du cadre de l'axe de tangage est situé dans la plage moyenne entre les valeurs seuils, que la vitesse angulaire relative est faible et que la déviation de la cible est également située dans la plage moyenne entre les valeurs seuils inférieure et supérieure, il est produit une commande de positionnement autour de l'axe de roulis qui varie, selon une fonction croissante, dans la gamme de valeurs comprise entre les valeurs seuils inférieure et supérieure de déviation de la cible. Cette fonction croît de zéro à la vitesse de réglage maximale.
Un exemple de réalisation de l'invention est expliqué ci-après de façon plus détaillée, en référence aux dessins annexés.
La fig. 1 est une vue en coupe longitudinale de la pointe d'un missile équipé d'une tête chercheuse sensible à l'infrarouge.
La fig. 2 est une vue en coupe longitudinale de la pointe du missile de la fig. 1, perpendiculairement au plan du papier de la fig. 1.
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La fig. 3 est un schéma fonctionnel de la tête chercheuse.
La fig. 4 est un schéma fonctionnel de la boucle de poursuite par laquelle le système de référence du chercheur est calé sur la cible par l'unité de traitement d'image.
La fig. 5 est un schéma fonctionnel et représente la détermination des matrices de cosinus de direction à partir des signaux de gyroscope.
La fig. 6 représente le circuit de réglage pour l'angle bigle, ainsi qu'une logique pour la limitation des signaux de réglage dans la région du "blocage de cadre".
Sur les fig. 1 et 2, la structure d'un missile est désignée par 10. A la pointe du missile est disposé un dôme 12 perméable au rayonnement infrarouge. En arrière du dôme 12 est disposée, dans le missile, une tête chercheuse 14 comportant un module de recherche 16. Le module de recherche 16 est monté dans un cadre de tangage 18. Le cadre de tangage 18 peut pivoter autour d'un axe de tangage 20 par rapport à un cadre de roulis 22. Le cadre de roulis 22 peut pivoter autour d'un axe de roulis 24 par rapport à la structure 10 du missile.
Le cadre de tangage 18 est monté dans le cadre de roulis 22 dans des paliers 26 pour cadre de tangage. L'angle du cadre de tangage est mesuré par un capteur numérique 28 pour cadre de tangage. Le cadre de roulis 22 est monté dans des paliers 30, 32 pour cadre de roulis <fig. 1).
L'angle du cadre de roulis est mesuré par un capteur 34 pour cadre de roulis. Le cadre de tangage 18 peut tourner sous l'action d'un servomoteur (générateur de couple) 36 pour cadre de tangage. Le cadre de roulis 22 peut tourner sous l'action d'un servomoteur 38 pour cadre de roulis. Un ensemble de bagues collectrices est désigné par 40. L'ensemble de bagues collectrices transmet des signaux et des tensions d'alimentation
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entre le cadre de roulis rotatif 22 et une unité de traitement de signaux fixe par rapport à la structure.
Depuis le cadre de roulis 22, des signaux et des tensions d'alimentation sont transmis au cadre de tangage 18 par l'intermédiaire d'un ensemble de bagues collectrices 42. Un joint tournant 44 et une conduite 46 transportent un agent de refroidissement entre un réservoir d'agent de refroidissement fixé à la structure et un refroidisseur disposé dans le module de recherche.
Le refroidisseur refroidit - de façon connue et, par suite, non représentée en détail - un détecteur d'image du module de recherche.
Un ensemble de capteurs inertiels 48 est disposé dans le missile en position fixe par rapport à la structure de celui-ci. Dans l'exemple de réalisation représenté, l'ensemble de capteurs inertiels 48 est constitué par deux gyroscopes 50 et 52 coordonnés dynamiquement dont les axes de moment cinétique sont disposés en croix l'un par rapport à l'autre. Chacun des gyroscopes 50 et 52 coordonnés dynamiquement est, de façon connue, biaxe, c'est-à-dire qu'il comporte deux axes d'entrée perpendiculaires entre eux et à l'axe de moment cinétique. L'ensemble de capteurs inertiels 48 fournit les vitesses angulaires du missile autour de trois axes perpendiculaires entre eux.
En outre, une électronique 54 pour le traitement des données est disposée dans le missile.
La fig. 3 est un schéma fonctionnel de la tête chercheuse.
Le module électro-optique de recherche 16 est disposé dans le système de cadres de roulis/tangage 55 comprenant le cadre de roulis 22 et le cadre de tangage 18.
L'ensemble de capteurs inertiels 48 est représenté sur la fig. 3 sous forme de bloc. L'ensemble de capteurs inertiels 48 délivre des signaux de capteur à une unité
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56 de traitement des signaux des capteurs. Cela est indiqué par la liaison 58. L'unité 56 de traitement des signaux des capteurs délivre des courants de blocage à l'ensemble de capteurs inertiels 48. Cela est indiqué par la liaison 60. L'ensemble de capteurs inertiels 48 et l'unité 56 de traitement des signaux des capteurs peuvent coopérer par exemple de la manière décrite dans le brevet US-A-4 823 626 ou DE-A-36 21 953. L'unité 56 de traitement des signaux des capteurs délivre des données inertielles sur une sortie 62.
Le système 55 de cadres de roulis/tangage fournit, au niveau du capteur de cadre de tangage 28 et du capteur de cadre de roulis 34, la position des cadres sous la forme d'angles de cadre.
Le module électro-optique 16 contient un capteur d'image 64 sensible à l'infrarouge et refroidi, ainsi qu'un système optique formateur d'image 66. Le capteur d'image 64 contient, de façon connue, un réseau bidimensionnel d'éléments détecteurs sensibles à l'infrarouge. Le système optique produit, sur le capteur d'image 64, une image infrarouge d'une scène objet. Le capteur d'image 64 capte ainsi un champ de vision déterminé de la scène objet. Des données d'image fournies par le capteur d'image 64 sont appliquées, par une liaison 68, à une unité de traitement d'image 70.
L'unité de traitement d'image 70 délivre de son côté, au module électro-optique 16, des signaux de commande pour la commande d'amplification du capteur d'image 64. Cela est indiqué par la liaison 72. L'unité 70 de traitement d'image fournit, sur une sortie 74, la position de la cible dans le champ de vision du module électro-optique 16, c' est-à-dire la déviation de la cible par rapport à un point de référence dans ce champ de vision.
Un calculateur 76 pour le calcul d'un "système de référence du chercheur" est représenté par un bloc. Ce calculateur 76 reçoit les données inertielles fournies
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par l'unité 56 de traitement des signaux des capteurs, sur la sortie 62 de celle-ci, la position des cadres en provenance du capteur 28 de cadre de tangage et du capteur 34 de cadre de roulis, selon ce qui est représenté sur la fig. 3 par une sortie 78, et la position de la cible ou la déviation de la cible en provenance de la sortie 74 de l'unité de traitement d'image.
A partir des données qui lui sont fournies, le calculateur 76 calcule un système de référence du chercheur, qui est stabilisé par inertie, c'est-à-dire indépendant des mouvements du missile et du module de recherche 16 dans l'espace inertiel. Un axe, l'axe des x, du système de référence du chercheur est calé sur la cible. La vitesse de roulis inertielle du système de référence est nulle.
Par 80 est désigné un circuit pour la production de commandes de positionnement des cadres, c'est-à-dire pour la commande des servomoteurs 36 et 38. Le circuit 80 reçoit des données du calculateur 76 par la sortie 82 de celui-ci. Le circuit 80 délivre à un régulateur de positionnement 86, sur une sortie 84, les commandes de positionnement des cadres en tant que grandeurs de référence. En outre, le régulateur de positionnement 86 reçoit par une entrée 88 les valeurs instantanées des angles des cadres en tant que position des cadres, en provenance de la sortie 78 du système de cadres de roulis/tangage 55. Le régulateur de positionnement 86 délivre des signaux de réglage, sur une liaison 90, en tant que moments de réglage aux servomoteurs <générateurs de couple 36 et 38) du système de cadres de tangage/roulis 55.
Par une sortie 92, l'unité de traitement d'image reçoit du calculateur 76 des informations sur l'orientation du module de recherche 16.
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Des informations de direction pour gouverner le missile sont obtenues sur une sortie 94 de l'unité de traitement d'image et sur une sortie 96 du calculateur 76.
Le missile se déplace dans l'espace inertiel. Le missile peut ainsi effectuer des mouvements de tangage, de lacet et de roulis par rapport à l'espace inertiel. Dans le dispositif ici décrit, différents systèmes de coordonnées sont définis. Un système de coordonnées inertiel est fixe dans l'espace inertiel, en ce qui concerne en tout cas les directions des axes de coordonnées. Ce système de coordonnées est caractérisé par un indice "i".
Un deuxième système de coordonnées est fixe par rapport au missile (ou à la tête chercheuse). L'origine des coordonnées du système de coordonnées fixe par rapport au missile est située au point d'intersection des axes de roulis et de tangage 24 et 20 de la tête chercheuse 14. Le système de coordonnées fixe par rapport au missile ou à la tête chercheuse est caractérisé par un indice "s". L'axe x@ est dans la direction de l'axe longitudinal du missile, qui coïncide avec l'axe de roulis. L'axe y@ s'étend perpendiculairement à lui, vers le haut sur la fig. 2.
L'axe z@ est perpendiculaire aux deux autres axes, perpendiculairement au plan du papier sur la fig. 2.
Un troisième système de coordonnées est fixe par rapport au module opta-électronique de recherche 16. Ce système de coordonnées est caractérisé par un indice "h". L'axe xh s'étend le long de l'axe optique du système optique formateur d'image et passe par le milieu du capteur d'image 64. Cet axe xh représente ainsi le milieu du champ de vision capté par le module de recherche 16. L'axe yh coïncide avec l'axe de tangage 20, autour duquel le cadre de tangage est monté dans le cadre de roulis. L'axe zh s'étend perpendiculairement
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aux deux autres axes. Dans la représentation de la fig.
2, le module de recherche "regarde" exactement vers l'avant. Ainsi, les systèmes de coordonnées "s" et "h" coïncident. Mais quand le cadre de roulis 22 tourne autour de l'axe de roulis 24 à partir de la position représentée, l'axe y@ et l'axe yh forment un angle, de même que l'axe z@ et l'axe zh, En cas de rotation du cadre de tangage 18 autour de l'axe de tangage 20, l'axe x@ et l'axe Xh forment un angle. L'origine des coordonnées du système de coordonnées h est également située au point d'intersection des axes de tangage et de roulis 20 et 22.
Un quatrième système de coordonnées est le système de référence du chercheur mentionné. Ce système de référence du chercheur est caractérisé par l'indice "r".
L'origine des coordonnées du système de référence du chercheur coïncide encore avec le point d'intersection des axes de tangage et de roulis 20 et 24. L'axe x.- est calé sur la cible. L'axe yr et l'axe z,. sont perpendiculaires à l'axe xr et l'un à l'autre. Le système de référence du chercheur est stabilisé par inertie et indépendant des mouvements du missile, c'est- à-dire du système de coordonnées s, et de ceux du module de recherche 16, c'est-à-dire du système de coordonnées h. La vitesse de roulis inertielle du système de référence du chercheur, c'est-à-dire la vitesse angulaire du système de référence du chercheur autour de l'axe x. dans le système de coordonnées inertiel, est nulle.
La mesure de la position de la cible au moyen du module de recherche 16 et du capteur d'image 64 s'effectue tout d'abord dans le système de coordonnées h. La mesure des vitesses angulaires au moyen des gyroscopes 50 et 52 s'effectue dans le système de coordonnées s, fixe par rapport au missile. La transformation des coordonnées d'un système de
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coordonnées à l'autre s'effectue au moyen de matrices de cosinus de direction. Celles-ci sont désignées par C avec un indice inférieur et un indice supérieur. Les indices indiquent entre quels systèmes de coordonnées la transformation est effectuée.
La fig. 4 représente la boucle de poursuite qui cale sur la cible le système de coordonnées de référence calculé (r). La boucle de poursuite reçoit, sur les entrées 100 et 102, les coordonnées de la cible #y et #z en provenance de l'unité de traitement d'image 70 <fig.
3), dans le système de coordonnées h du module de recherche 16. Les coordonnées de la cible sont lues à une fréquence de lecture qui est la fréquence d'images adaptée aux exigences du système. Cela est indiqué par les commutateurs 98. Les coordonnées de la cible ey et #z sont transformées dans le système de référence du chercheur. Cela est effectué au moyen de la matrice de cosinus de direction Chr pour la transformation du système de coordonnées h au système de coordonnées r. La matrice de cosinus de direction Chr est obtenue en tant que produit de la matrice de cosinus de direction C@r, qui effectue la transformation du système de coordonnées s fixe par rapport au missile au système de référence du chercheur (r), et de la matrice de cosinus de direction Ch@, qui effectue la transformation du système de coordonnées h du module de recherche au système de coordonnées s fixe par rapport au missile. Cette transformation est représentée sur la fig. 4 par un bloc 104. Le vecteur unité de la ligne de visée, déterminé dans le système de coordonnées h par l'unité de traitement d'image 70, est transformé par cette transformation dans le système de référence du chercheur <r).
Un filtre de Kalman du quatrième ordre est désigné par 106. Le filtre de Kalman 106 fournit, en tant que vecteur d'état sur des sorties 108, 110,112 et 114, des
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valeurs estimées concernant la position de la cible et la vitesse angulaire de la ligne de visée dans le système de référence du chercheur. A partir des valeurs estimées de la position de la cible et des valeurs estimées de la vitesse angulaire de la ligne de visée, obtenues dans une période d'horloge, il est formé, par un étage de prédiction 116, des valeurs estimées concernant la position prédite de la cible dans la période d'horloge immédiatement suivante. Ces valeurs estimées prédites de la position de la cible sont comparées, en des points de sommation 118 et 120, à la position de la cible mesurée et transformée dans cette période d'horloge immédiatement suivante. Les différences des composantes constituent les entrées du filtre de Kalman 106.
Le filtre de Kalman 106 fournit des valeurs estimées concernant la position de la cible dans le système de référence du chercheur. Ce sont les signaux d'écart ou signaux de commande d'une boucle de commande de la poursuite, par laquelle le système de référence du chercheur est calé sur la cible. Les signaux d'écart fournissent, après passage dans des circuits d'amplification et de commande K@ représentés par des blocs 122 et 124, les vitesses angulaires du système de référence du chercheur autour de ses axes de tangage et de lacet y et z. Par verrouillage cadencé des vitesses angulaires dans des périodes de temps fixes - ce qui est représente par des blocs 126 et 128 - il apparaît dans chaque période, sur les sorties 130 et 132, des incréments d'angle ##y et ##z respectivement.
Le filtre de Karman 106 fournit en outre des valeurs estimées concernant les vitesses angulaires de la ligne
de visée 1) vr et l:- ... dans le système de référence du chercheur (r). Par une matrice de cosinus de direction (Cr@, représentée par un bloc 134, ces vitesses angulaires sont transformées dans le système de
de visée 1) vr et l:- ... dans le système de référence du chercheur (r). Par une matrice de cosinus de direction (Cr@, représentée par un bloc 134, ces vitesses angulaires sont transformées dans le système de
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coordonnées s fixe par rapport au missile. Ces vitesses angulaires #y@ et #z@ sont disponibles sur les sorties 136 et 138 respectivement.
La fig. 5 est un schéma fonctionnel et représente la détermination des matrices de cosinus de direction à partir des signaux des gyroscopes.
L'ensemble de capteurs inertiels fournit des vitesses angulaires p, q et r autour de trois axes mutuellement orthogonaux. Les vitesses angulaires du missile autour de ces trois axes sont lues à une fréquence relativement élevée, adaptée aux exigences dynamiques de la dynamique du missile. Cela est représenté par les interrupteurs 140 sur la fig. 5. Il en résulte des incréments
angulaires Â1x, Âsly et Â12O' Les incréments angulaires sont appliqués à un circuit 142 pour la formation d'un quaternion de troisieme ordre <y compris la normalisation). Le circuit 142 fournit quatre grandeurs l0, l@, l2 et l3. Ces grandeurs servent à l'actualisation de la matrice de cosinus de direction C@1 pour la transformation de vecteurs du système de coordonnées s fixe par rapport au missile au système de coordonnées inertiel (i). Cela est symbolisé par un bloc 144. Le bloc 144 délivre, sur une sortie 146, la matrice de cosinus de direction C@1.
angulaires Â1x, Âsly et Â12O' Les incréments angulaires sont appliqués à un circuit 142 pour la formation d'un quaternion de troisieme ordre <y compris la normalisation). Le circuit 142 fournit quatre grandeurs l0, l@, l2 et l3. Ces grandeurs servent à l'actualisation de la matrice de cosinus de direction C@1 pour la transformation de vecteurs du système de coordonnées s fixe par rapport au missile au système de coordonnées inertiel (i). Cela est symbolisé par un bloc 144. Le bloc 144 délivre, sur une sortie 146, la matrice de cosinus de direction C@1.
Les incréments angulaires ##x, ##y et ##z sont appliqués à un bloc fonctionnel 148. Le bloc fonctionnel 148 reçoit en outre, des sorties 130 et 132 du circuit de commande de la poursuite <fig. 4), les incréments angulaires pour le calage du système de référence du chercheur <r). Le bloc fonctionnel 148 produit sur des sorties 149, 150 et 152, à partir de ces données, des incréments ##xr, ##yr et ##zr des "angles de cadre" entre le système de référence du chercheur et le missile. Ces incréments sont sommés respectivement par des sommateurs 153, 154 et 156 et ils fournissent respectivement des angles de cadre #xr, #yr et #zr. Les
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angles de cadre #yr et #zr sont disponibles respectivement sur les sorties 158 et 160.
Les angles de cadre #xr, #yr et #zr sont en outre fournis à un bloc fonctionnel 162, comme cela est représenté par les liaisons 163, 164 et 166. Le bloc fonctionnel 162 effectue une actualisation de la matrice de cosinus de direction Cr@ pour la transformation du système de référence du chercheur (r) au système de coordonnées s fixe par rapport au missile. Le bloc fonctionnel 162 délivre, à sa sortie 168, cette matrice de cosinus de direction Cr@. La matrice de cosinus de direction Cr@ est fournie d'une part, par une entrée 170, au bloc fonctionnel 148. D'autre part, la matrice de cosinus de direction Cr@ est disponible sur une sortie 172.
La fig. 6 représente la boucle de commande pour l'angle bigle, ainsi qu'une logique pour la limitation des signaux de commande dans la région du "blocage de cadre". Le schéma fonctionnel de la fig. 6 correspond au circuit 80 et au régulateur de positionnement 86 de la fig. 3.
Le régulateur de positionnement 86 sur la fig. 6 reçoit l'angle de roulis #x du cadre de roulis 22, en provenance du capteur de cadre de roulis 34, et l'angle de tangage #y du cadre de tangage 18, en provenance du capteur de cadre de tangage 28. Ces angles de cadre sont présents respectivement aux entrées 174 et 176 du schéma fonctionnel de la fig. 6.
Un bloc fonctionnel 178 reçoit d'une part, par une entrée 180 et une liaison 182, la matrice de cosinus de direction Cr@ pour la transformation du système de référence du chercheur au système de coordonnées s fixe par rapport au missile. Cette matrice de cosinus de direction Cr@ est obtenue à la sortie 172 de la fig. 5.
En outre, le bloc fonctionnel 178 reçoit, par une entrée 184, l'angle de roulis du cadre de roulis 22, mesuré
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effectivement par le capteur de cadre de roulis 34. A partir de ces données, le bloc fonctionnel 178 détermine des commandes de positionnement ou grandeurs de référence #yc et #xc pour les angles de cadre #y et #x.
Ces commandes de positionnement commandent des positions des cadres telles que l'axe x.- du système de référence du chercheur et, par suite, le module de recherche 16 soient orientés sur la cible. En un point de sommation 186, la commande de positionnement ou grandeur de référence #yc, qui est fournie par le bloc fonctionnel 178, est comparée à l'angle de roulis effectif #x qui est mesuré par le capteur de cadre de roulis 34. En un point de sommation 188, la commande de positionnement ou grandeur de référence #yc, qui est fournie par le bloc fonctionnel 178, est comparée à l'angle de tangage effectif #y qui est mesuré par le capteur de cadre de tangage 28.
L'écart ou erreur de réglage est multiplié par un facteur K1x. Cela est représenté par un bloc 190. A l'erreur de réglage ainsi multipliée est ajoutée, en un point de sommation 192, une dérivée temporelle commandée #xc de l'angle de roulis #x, multipliée par un facteur K2x. Le facteur K2x est représenté par un bloc 194. Le signal ainsi obtenu est soumis, dans un limiteur 196, à une limitation à une valeur #xc max. La grandeur de cette valeur est déterminée par une logique 198, d'une façon qui sera décrite ultérieurement. Au signal de sortie du limiteur 196 est ajoutée avec un signe négatif, en un point de sommation 200, la dérivée temporelle mesurée #x de l'angle de roulis #x, multipliée également par un facteur K2x. Ce facteur K2x est représenté par un bloc 202. La différence fournit, après multiplication par un facteur 1/KTx représentée par un bloc 204, le courant iTx pour le servomoteur 38.
Le courant i-rx est soumis à une limitation par un limiteur 206. Le servomoteur ou générateur de moment de
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rotation (générateur de couple) 34 fournit alors, avec un facteur KTx, un moment de rotation Tx@. C'est un moment de rotation autour de l'axe de roulis x. dans le système de coordonnées s fixe par rapport au missile. Le facteur KTx est représenté par un bloc 208.
La boucle de commande 210 pour l'axe de tangage est construite de façon analogue. La boucle de commande 210 fournit un moment de rotation Tyh autour de l'axe de tangage 20. L'axe de tangage 20 et le moment de rotation sont définis dans le système de coordonnées h.
La valeur de limitation #xc max, à laquelle le limiteur 196 limite les signaux, peut être modifiée par la logique 198. La logique 198 procède à une discrimination de cas et modifie la valeur de limitation d'après des critères déterminés.
Le dispositif de la fig. 6 reçoit un vecteur #r@ qui correspond à la vitesse angulaire du système de référence du chercheur dans le système de coordonnées s fixe par rapport au missile. Si l'on part du fait que l'axe x.- du système de référence du chercheur reste constamment orienté sur la cible sous l'action du circuit de commande de la poursuite (fig. 4), le vecteur #r@ correspond à la vitesse angulaire de la ligne de visée par rapport au missile. Des valeurs estimées des composantes de ce vecteur apparaissent aux sorties 136 et 138 sur la fig. 4. Cette vitesse angulaire de la ligne de visée #r@ est comparée, en un point de sommation 212, à la vitesse angulaire #m associée aux composantes pm, qm, rm du missile dans l'espace inertiel.
La différence est ##. Cette différence est la vitesse angulaire de la ligne de visée par rapport au missile. A partir de la différence ## des vitesses angulaires, la valeur absolue est formée. Cela est représenté par un bloc 214 sur la fig. 6. La valeur absolue de la différence des vitesses angulaires est filtrée par un
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filtre 216. La grandeur de cette valeur absolue filtrée ####F sert de critère pour la logique 198.
A partir de la matrice de cosinus de direction CP@ introduite à l'entrée 180, l'angle de tangage #yr du cadre de tangage 18, lorsque le module de recherche 16 est orienté d'après le système de référence du chercheur est déterminé par un bloc fonctionnel 218. La grandeur de cet angle de tangage sert de critère supplémentaire pour la logique 198.
Un troisième critère est constitué par la déviation de la cible #z perpendiculairement à l'axe de tangage dans le système de coordonnées h, déviation qui est fournie par l'unité 70 de traitement d'image.
La logique est représentée schématiquement sur la fig. 6 par des commutateurs qui sont actionnés par les différentes grandeurs d'entrée. Un signal de commande est présent à la sortie 220 du bloc fonctionnel 218. Ce signal de commande active des blocs fonctionnels 222, 224 ou 226 par l'intermédiaire de différents commutateurs commandés par les grandeurs d'entrée. Les blocs fonctionnels 222,224 et 226 déterminent la valeur de limitation du limiteur 196.
La vitesse angulaire relative de la ligne de visée, prise en valeur absolue et filtrée, commande un commutateur 228 de façon à le placer dans l'une ou l'autre de deux positions de commutation. Le commutateur 228 se trouve dans sa position de commutation supérieure sur la fig. 6, lorsque la vitesse angulaire relative est <60 /s, c'est-à-dire inférieure à une valeur seuil de vitesse angulaire. Le commutateur 228 se trouve dans sa position de commutation inférieure lorsque la vitesse angulaire relative est >60 /s, c'est-à-dire supérieure à la valeur seuil de vitesse angulaire.
L'angle de tangage #yr commande un commutateur 230 de façon à le placer dans l'une ou l'autre de trois positions de commutation : lorsquel'angle de tangage #yr
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est >5 , c'est-à-dire plus grand qu'une valeur seuil supérieure d'angle de tangage, le commutateur 230 est dans sa position inférieure sur la fig. 6. Dans ce cas, le signal de commande, en provenance de la sortie 220, est appliqué directement au bloc fonctionnel 222. Lorsque l'angle de tangage #yr est <0,05*, c'est-à-dire plus petit qu'une valeur seuil inférieure d'angle de tangage, le commutateur 230 se trouve dans une position moyenne sur la fig. 6. Dans ce cas, le signal de commande, en provenance de la sortie 220, est appliqué directement au bloc fonctionnel 224 et celui-ci est activé. Lorsque 0,05 < #yr < 5 ' , c'est-à-dire que l'angle de tangage est compris entre les valeurs seuils inférieure et supérieure d'angle de tangage, le commutateur 230 se trouve dans sa position supérieure sur la fig. 6. Dans ce cas, le bras de contact du commutateur 230 est relié par la liaison 232 au bras de contact du commutateur 228. Dans ce cas, c'est la position de commutation du commutateur 228 qui est significative. Dans la position inférieure du commutateur 228, le bloc fonctionnel 222 est activé par une liaison 234. Dans la position supérieure du commutateur 228, le signal de commande est appliqué, par une liaison 236, au bras de contact d'un autre commutateur 238.
Cet autre commutateur 238 est commandé par la déviation de la cible. La déviation de la cible #z est présente, en provenance de l'unité de traitement d'image, à une entrée 240 du schéma fonctionnel. Là encore, la valeur absolue le=! de la déviation de la cible est formée. Cela est représenté par un bloc 242.
Le commutateur 238 peut être commuté dans trois positions. Le commutateur 238 se trouve dans une position inférieure sur la fig. 6 lorsque la déviation de la cible le=! est < 0,1 , c'est-à-dire plus petite qu'une valeur seuil inférieure de déviation de la cible.
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Dans ce cas, à condition que les commutateurs 230 et 228 soient dans leurs positions supérieures, le signal de commande est appliqué, par une liaison 244, au bloc fonctionnel 224 et active celui-ci. Le commutateur 238 est dans sa position supérieure sur la fig. 6 lorsque la déviation de la cible le.1 est >1,4*, c'est-à-dire plus grande qu'une valeur seuil supérieure de déviation de la cible. Dans ce cas, le bloc fonctionnel 222 est activé par une liaison 246, à condition là encore que les commutateurs 230 et 228 soient dans leurs positions supérieures. Mais lorsque 0,1* < ##z# < 1,4*, c'est-àdire que la déviation de la cible est comprise entre ses valeurs seuils inférieure et supérieure, le commutateur 238 se trouve dans sa position moyenne. Dans ce cas, à condition que les commutateurs 230 et 228 soient dans leurs positions supérieures, c'est le bloc fonctionnel 226 qui est activé. La valeur absolue de la déviation de la cible, en provenance du bloc 242, est également appliquée au bloc fonctionnel 226.
Le bloc fonctionnel 222 limite les signaux à la valeur de la vitesse de réglage maximale possible ou admissible du servomoteur de roulis 38. En cas d'activation de ce bloc fonctionnel 222, il ne se produit donc pratiquement pas de limitation de la vitesse de réglage du roulis. La situation est alors, pour l'axe de roulis, la même que pour l'axe de tangage.
En cas d'activation du bloc fonctionnel 224, la valeur de limitation est #xc max = 0. Il n'est pas commandé de vitesse de roulis. Le cadre de roulis 22 reste dans sa position. En cas d'activation du bloc fonctionnel 226, la valeur de limitation #xc max varie progressivement entre zero et #x max dans une plage comprise entre les valeurs seuils inférieure et supérieure de la déviation de la cible.
La logique décrite fonctionne de la manière suivante.
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La poursuite par le module de recherche 16 autour de l'axe de roulis 24 s'effectue de façon normale, la commande de positionnement n'étant limitée que par la vitesse de réglage maximale du servomoteur 38, lorsque l'angle de cadre #yr de l'axe de tangage 20 dépasse une valeur seuil supérieure, par exemple de 5*. Dans ce cas, la cible est suffisamment éloignée de l'axe de roulis 24, c'est-à-dire qu'on est en dehors de la singularité.
Lorsque l'angle du cadre de l'axe de tangage 20 est compris entre la valeur seuil supérieure et une valeur seuil inférieure, il est procédé à un examen pour déterminer si la cible se déplace rapidement ou lentement par rapport au missile. En cas de mouvement rapide, c'est-à-dire lorsque la valeur absolue de la vitesse angulaire relative #### est supérieure à la valeur seuil, il faut, dans ce cas également, que la poursuite soit effectuée sous la forme habituelle. Il en va de même en cas de grande déviation de la cible dans le champ de vision du module de recherche 16. Une perte de la cible est ainsi évitée.
En revanche, lorsque l'angle du cadre de l'axe de tangage est plus petit qu'une valeur seuil inférieure, par exemple de 0,05*, c'est-à-dire lorsque la cible est située très près de l'axe de roulis 24, il est préférable de laisser inchangé l'angle de roulis #x. Le risque est alors faible que la cible soit perdue, c'est- à-dire qu'elle sorte du champ de vision du module de recherche 16. L'angle de roulis #x est également laissé inchangé lorsque l'angle commandé #yc du cadre de l'axe de tangage 20 est plus grand que la valeur seuil inférieure, mais plus petit que la valeur seuil supérieure, que la valeur absolue de la vitesse angulaire relative est petite et que la déviation de la cible est également petite. Dans ce cas, la cible est située pratiquement au milieu du champ de vision du module de recherche 16 et elle ne se déplace par rapport
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au missile que de façon relativement lente. L'angle #yc du cadre de l'axe de tangage 20 a une valeur comprise dans une plage moyenne. Là encore, le risque d'une perte de la cible est faible.
Enfin, lorsque l' angle commandé #yc du cadre de l'axe de tangage 20 est situé dans la plage moyenne, entre les valeurs seuils, que la vitesse angulaire relative #### est faible et que la déviation de la cible #z est également située dans la plage moyenne, entre les valeurs seuils inférieure et supérieure, il est produit une commande de positionnement autour de l'axe de roulis 24 qui dépend, selon une fonction croissante, de la valeur de la déviation de la cible dans la plage comprise entre les valeurs seuils inférieure et supérieure de déviation de la cible. Cette fonction croît de zéro à la vitesse de réglage maximale.
Un bloc fonctionnel 250 reçoit, sur des entrées 252 et 254, les angles commandés pour les cadres, à savoir l'angle de roulis #xc et l'angle de tangage #yc en provenance du bloc fonctionnel 178. Le bloc fonctionnel 250 reçoit en outre la vitesse angulaire relative ## de la ligne de visée, à condition qu'un état critique dans la région de la singularité autour de l'axe de roulis n'existe pas. Cela est indiqué par un commutateur 256.
Le bloc fonctionnel 250 fournit alors, sur des sorties 258 et 260, les dérivées temporelles des angles commandés #xc et #yc pour les cadres. Ces dérivées sont appliquées à la boucle de commande (en bas sur la fig.
6).
Claims (3)
1.- Chercheur pour missiles de poursuite, comportant un module électro-optique de recherche (16) qui est monté par l'intermédiaire de cadres de cardan (18, 22) dans une structure de missile (10), réagit au rayonnement de la cible et délivre des signaux de déviation, ainsi que des moyens de réglage (36, 38) pour diriger le module de recherche (16) sur une cible en fonction de signaux de déviation, caractérisé en ce que a) le module électro-optique de recherche (16) est monté dans la structure <10) de façon à ne pouvoir pivoter qu'autour d'un axe de roulis (24) et d'un axe de tangage (20) perpendiculaire à celui-ci, b) des capteurs (28, 34) sont prévus pour la mesure de l'angle de rotation du module de recherche (16) autour des axes de roulis et de tangage (24, 20), c) un ensemble de capteurs inertiels (48), fixe par rapport à la structure, est prévu pour la mesure des vitesses de rotation autour de trois axes perpendiculaires entre eux, d) les signaux du module de recherche (16), des capteurs de mesure d'angle (28, 34) et de l'ensemble de capteurs inertiels (48) sont appliqués à un calculateur (76), par lequel il peut être déterminé un système de référence du chercheur à trois degrés de liberté,
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- qui est indépendant des mouvements du missile et du chercheur, - dont le mouvement de roulis est nul et qui est calé à la poursuite d'une cible détectée par le module de recherche (16), et e) le calculateur comporte en outre des moyens (80) pour la production de commandes de positionnement pour les moyens de réglage (36, 38) en fonction de la position du système de référence du chercheur.
2.- Chercheur selon la revendication 1, caractérisé en ce que les moyens (80) pour la production des commandes de positionnement contiennent une logique (198) pour la discrimination de cas et la sélection d'une parmi plusieurs commandes spéciales de positionnement lorsque la cible se rapproche de l'axe de roulis.
3. - Chercheur selon la revendication 2, caractérisé en ce que a) il est appliqué à la logique (198) un signal qui représente la valeur absolue de la vitesse angulaire de la cible par rapport au missile, un signal qui représente l'angle de tangage et un signal qui représente la déviation de la cible, b) la logique (198) combine ces signaux de manière à ce que la commande de positionnement autour de l'axe de roulis ne soit limitée que par la vitesse de réglage maximale pouvant être atteinte, lorsque -- l'angle de tangage dépasse une valeur seuil supérieure d'angle de tangage ou que l'angle de tangage est plus grand qu'une valeur seuil inférieure d'angle de tangage, mais plus petit que la valeur seuil supérieure d'angle de tangage et la valeur absolue de la vitesse angulaire relative est supérieure à une valeur seuil de vitesse angulaire, ou que
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la déviation de la cible est plus grande qu'une valeur seuil supérieure de déviation de la cible, la commande de positionnement commande une vitesse de réglage nulle lorsque l'angle de tangage est plus petit que la valeur seuil inférieure d'angle de tangage ou que -- l'angle de tangage est plus grand que la valeur seuil inférieure et plus petit que la valeur seuil supérieure, la valeur absolue de la vitesse angulaire relative est plus petite que la valeur seuil de vitesse angulaire et la valeur absolue de la déviation de la cible est plus petite qu'une valeur seuil inférieure de déviation de la cible, et la commande de positionnement croisse progressivement en fonction de la déviation de la cible, dans la plage entre les valeurs seuils inférieure et supérieure de déviation de la cible lorsque la valeur absolue de la vitesse angulaire relative est plus petite que la valeur seuil de vitesse angulaire et la valeur absolue de la déviation de la cible est comprise entre les valeurs seuils inférieure et supérieure de déviation de la cible.
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