FR2942554A1 - Dispositif et procede de guidage d'un missile vers une cible, missile et autodirecteur associes. - Google Patents
Dispositif et procede de guidage d'un missile vers une cible, missile et autodirecteur associes. Download PDFInfo
- Publication number
- FR2942554A1 FR2942554A1 FR0951108A FR0951108A FR2942554A1 FR 2942554 A1 FR2942554 A1 FR 2942554A1 FR 0951108 A FR0951108 A FR 0951108A FR 0951108 A FR0951108 A FR 0951108A FR 2942554 A1 FR2942554 A1 FR 2942554A1
- Authority
- FR
- France
- Prior art keywords
- target
- detector
- missile
- guiding
- field
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Granted
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims description 4
- 238000010586 diagram Methods 0.000 title 1
- 230000004907 flux Effects 0.000 claims abstract description 20
- 230000003287 optical effect Effects 0.000 claims abstract description 6
- 238000000926 separation method Methods 0.000 claims description 9
- 238000005259 measurement Methods 0.000 description 4
- 238000005303 weighing Methods 0.000 description 3
- 229910017214 AsGa Inorganic materials 0.000 description 1
- JBRZTFJDHDCESZ-UHFFFAOYSA-N AsGa Chemical compound [As]#[Ga] JBRZTFJDHDCESZ-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 230000003321 amplification Effects 0.000 description 1
- 238000004458 analytical method Methods 0.000 description 1
- 238000001514 detection method Methods 0.000 description 1
- 238000006073 displacement reaction Methods 0.000 description 1
- 238000005286 illumination Methods 0.000 description 1
- 238000003199 nucleic acid amplification method Methods 0.000 description 1
- 229910052710 silicon Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000010703 silicon Substances 0.000 description 1
Classifications
-
- G—PHYSICS
- G01—MEASURING; TESTING
- G01S—RADIO DIRECTION-FINDING; RADIO NAVIGATION; DETERMINING DISTANCE OR VELOCITY BY USE OF RADIO WAVES; LOCATING OR PRESENCE-DETECTING BY USE OF THE REFLECTION OR RERADIATION OF RADIO WAVES; ANALOGOUS ARRANGEMENTS USING OTHER WAVES
- G01S3/00—Direction-finders for determining the direction from which infrasonic, sonic, ultrasonic, or electromagnetic waves, or particle emission, not having a directional significance, are being received
- G01S3/78—Direction-finders for determining the direction from which infrasonic, sonic, ultrasonic, or electromagnetic waves, or particle emission, not having a directional significance, are being received using electromagnetic waves other than radio waves
- G01S3/782—Systems for determining direction or deviation from predetermined direction
- G01S3/783—Systems for determining direction or deviation from predetermined direction using amplitude comparison of signals derived from static detectors or detector systems
- G01S3/784—Systems for determining direction or deviation from predetermined direction using amplitude comparison of signals derived from static detectors or detector systems using a mosaic of detectors
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F41—WEAPONS
- F41G—WEAPON SIGHTS; AIMING
- F41G7/00—Direction control systems for self-propelled missiles
- F41G7/008—Combinations of different guidance systems
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F41—WEAPONS
- F41G—WEAPON SIGHTS; AIMING
- F41G7/00—Direction control systems for self-propelled missiles
- F41G7/20—Direction control systems for self-propelled missiles based on continuous observation of target position
- F41G7/22—Homing guidance systems
- F41G7/226—Semi-active homing systems, i.e. comprising a receiver and involving auxiliary illuminating means, e.g. using auxiliary guiding missiles
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F41—WEAPONS
- F41G—WEAPON SIGHTS; AIMING
- F41G7/00—Direction control systems for self-propelled missiles
- F41G7/20—Direction control systems for self-propelled missiles based on continuous observation of target position
- 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
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- Electromagnetism (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Radar, Positioning & Navigation (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)
Abstract
L'invention concerne un dispositif de guidage d'un missile (M) vers une cible (T) à partir d'une information d'écartométrie de la cible (T), la cible (T) étant illuminée par des moyens (11) d'émission d'un faisceau vers la cible (T), le dispositif comprenant : des moyens d'observation (L) d'un flux issu de la réflexion du faisceau sur la cible (T) ; des moyens (L') de séparation du flux observé en une première partie de champ et une seconde partie de champ ; un premier détecteur (D ) destiné à acquérir la première partie de champ ; un second détecteur (D ) destiné à acquérir la seconde partie de champ ; le premier détecteur (D ), le second détecteur (D ) et les moyens (L') de séparation du champ observé étant disposés sur l'axe (AA') optique des moyens d'observation (L) du flux ; des moyens (30) pour, à partir des flux acquis, déterminer une écartométrie de la cible (T).
Description
DOMAINE TECHNIQUE GENERAL L'invention concerne un dispositif et un procédé de guidage laser d'un missile vers une cible destinés à être implémentés dans un autodirecteur d'un missile.
ETAT DE LA TECHNIQUE On a illustré sur la figure 1 une zone 1 dans laquelle évolue une cible T et un missile M qui doit être guidé vers cette cible T. Pour le guidage vers la cible T, le missile M est équipé d'un dispositif 10 de guidage connu sous le nom de voie Semi Active Laser (SAL) qui lui permet de délivrer l'écartométrie de la cible. On entend par écartométrie l'écart angulaire vu au niveau du missile entre la direction de la cible T qui est illuminé et l'axe BB' de direction du missile M. 15 Un tel dispositif de guidage est par exemple intégré dans l'autodirecteur d'un missile. On a illustré sur la figure 2 un ensemble comprenant un dispositif de guidage d'un missile M vers une cible T et sur la figure 3 un dispositif de guidage d'un missile vers une cible de type connu. 20 Au cours de la navigation du missile M, arrivé à une certaine distance de la cible T, un illuminateur 11 désigne, pendant quelques secondes (typiquement pendant deux secondes à une fréquence typique de 10 à 20 Hz), la cible T. Un tel illuminateur est indépendant du dispositif de guidage du missile 25 vers la cible. Le dispositif de guidage comprend une optique L de focalisation pour observer le flux 10 issu de la réflexion d'un faisceau sur la cible T. Le faisceau est typiquement un faisceau laser. Le flux 10 observé est dirigé vers un détecteur D sensible à la 30 longueur d'onde du faisceau pour former une tache 21. 2 C'est au moyen de l'analyse de la tache 21 que l'on détermine l'écartométrie nécessaire au guidage du missile M vers la cible T.
On a représenté sur la figure 4 un détecteur D à quatre quadrants Q1, Q2, Q3, Q4.
Un tel détecteur D comprend notamment une cellule 20 de type Silicium ou AsGa à quatre quadrants Q1, Q2, Q3, Q4.
Ce détecteur D est placé à une distance d du plan focal F de l'optique L de focalisation, sur l'axe AA' optique, de manière à former sur sa cellule 20 une tache 21 de diamètre environ la moitié de celui de la cellule 20.
io Une telle disposition permet d'obtenir : une localisation du centre de la tache 21 qui donne la direction de la cible T ; une dynamique angulaire (champ d'observation) déterminée par la position de la tache 21 sur la cellule 20 du détecteur D qui
15 correspond typiquement à la moitié du champ couvert par le détecteur D quatre quadrants.
Sur la figure 4 est représentée la position optimale de la tache 21 sur la cellule 20 du détecteur D.
Comme on peut le constater la tache 21 est centrée sur la cellule 20 20 et chevauche tous les quadrants Q1, Q2, Q3, Q4 de la cellule.
Le flux reçu sur chaque quadrant Q1, Q2, Q3, Q4 est fourni est exploité par un ensemble 30 comprenant une électronique d'amplification et de numérisation puis de traitement pour localiser le centre de la tache 21 suivant un principe de calcul dit de pesée qui consiste à calculer le
25 barycentre énergétique de la tache . Le flux reçu est traité numérisé et amplifié en quatre signaux Si, S2, S3 et S4. Ces signaux Si, S2, S3 et S4 représentent l'énergie de l'impulsion du faisceau sur chacun des quadrants Q1, Q2, Q3, Q4.
Un tel calcul de pesée s'effectue de la manière suivante : 30 ù pesée suivant l'axe x : EX = Si +S4 ùS2 ùS3 . S1+S2+S3+S4 3 pesee suivant l'axe y : Ey = Si +Sz -S3 -S4 + Sz + S3 + S4 Ce calcul sert à obtenir l'écartométrie de la cible T en prenant en compte la dimension angulaire du détecteur D.
Cette information d'écartométrie permet le guidage du missile M vers la cible T. Le missile M est asservi sur cette information.
Pour guider le missile M vers la cible T, au cours de la phase terminale, l'information d'écartométrie est progressivement ramenée vers la valeur zéro par un dispositif d'orientation de la ligne de visée (non illustré) propre à l'autodirecteur du missile.
io L'information d'écartométrie est utilisée soit pour diriger le missile M sur la cible T, soit pour transférer à une voie infra-rouge la direction de la cible T.
Un problème avec les dispositifs de guidage de type connu est que la précision d'écartométrie du dispositif au centre dépend de l'angle de champ
15 utile du dispositif (c'est-à-dire de la dynamique d'observation du détecteur).
Ainsi, plus la dynamique d'observation du détecteur sera grande moins la précision de d'écartométrie au centre sera grande. PRESENTATION DE L'INVENTION
20 L'invention permet d'obtenir une forte dynamique quant au champ observé ainsi qu'une bonne précision quant au guidage du missile vers la cible.
L'invention permet notamment d'obtenir une grande précision d'écartométrie au centre du champ tout en conservant un grand champ 25 d'observation.
Ainsi, selon un premier aspect l'invention concerne un dispositif de guidage d'un missile vers une cible à partir d'une information d'écartométrie de la cible, la cible étant illuminée par des moyens d'émission d'un faisceau vers la cible, le dispositif comprenant : des moyens d'observation d'un flux
30 issu de la réflexion du faisceau sur la cible ; des moyens de séparation du flux observé en une première partie de champ et une seconde partie de champ ; un premier détecteur destiné à acquérir la première partie de champ ; un second détecteur destiné à acquérir la seconde partie de champ ; le premier détecteur, le second détecteur et les moyens de séparation du champ observé étant disposés sur l'axe optique des moyens d'observation du flux ; des moyens pour, à partir des flux acquis, déterminer une écartométrie de la cible. Le dispositif selon l'invention pourra en outre présenter facultativement au moins l'une des caractéristiques suivantes : les moyens de séparation du flux sont disposés entre le premier détecteur et le second détecteur ; les moyens de séparation du flux sont disposés entre les moyens d'observation du flux et le plan focal des moyens d'observation ; les moyens d'observations du flux comprennent un groupe convergent ; les moyens de séparation du flux comprennent une lame semi réfléchissante destinée à séparer le flux observé en deux parties de champ, la lame étant de préférence une lame semi réfléchissante du type 50/50 ; le faisceau lumineux est un faisceau laser, de longueur d'onde typiquement égale à 1,06 m ou 1,54 m ; le premier détecteur et le second détecteur sont des détecteurs quatre quadrants, la taille du premier détecteur étant supérieure à la taille du second détecteur.
Selon un second aspect, l'invention concerne un procédé de guidage d'un missile vers une cible à partir d'une information d'écartométrie de la cible au moyen d'un dispositif de guidage selon le premier aspect de l'invention. Selon un troisième aspect, l'invention concerne un missile 30 comprenant un dispositif de guidage selon le premier aspect de l'invention.
Selon un quatrième aspect l'invention concerne un autodirecteur d'un missile comprenant un dispositif guidage d'un missile vers une cible à partir d'une information d'écartométrie de la cible selon le premier aspect de l'invention. s L'invention permet en particulier : d'améliorer dans un rapport supérieur à vingt la précision au centre du champ par rapport à une solution de type connue ; d'avoir un rapport de champ entre les deux détecteurs compris entre cinq et dix ; 10 d'être compact, l'encombrement est quasi-identique à une solution de type connue ; une commutation grand champ vers petit champ en un seul coup grâce à la précision de la cellule grand champ compatible avec le champ de la petite cellule. 15 PRESENTATION DES FIGURES D'autres caractéristiques et avantages de l'invention ressortiront encore de la description qui suit laquelle est purement illustrative et non limitative et doit être lue en regard des dessins annexés sur lesquels outre 20 les figures 1 à 4 déjà discutées ù la figure 5 illustre un ensemble de guidage comprenant un dispositif d'un missile vers une cible selon l'invention ; - la figure 6 illustre un dispositif de guidage d'un missile vers une cible selon l'invention. 25 DESCRIPTION DETAILLEE DE L'INVENTION La figure 5 illustre un ensemble comprenant un dispositif de guidage d'un missile M vers une cible T. La cible T est illuminée par des moyens 11 d'émission d'un faisceau 30 vers la cible T. Le faisceau est de préférence un faisceau laser.
Le dispositif comprend des moyens L d'observation du flux issu de la réflexion du faisceau sur la cible T ainsi que des moyens L' de séparation du flux observé en une première partie pour le détecteur D1 et une seconde partie pour le détecteur D2 correspondants à une première partie de champ 5 et à une deuxième partie de champ. Le flux séparé est détecté par un premier détecteur D1 et un second détecteur D2. Ces détecteurs D1, D2 sont des détecteurs quatre quadrants (voir figure 4). On a représenté sur la figure 6 en détail les moyens qui composent le io dispositif de guidage du missile vers la cible. Ces moyens sont alignés sur l'axe AA' optique des moyens d'observation L du champ. Une telle disposition permet d'obtenir un ensemble compact et permet d'être intégré facilement dans les dispositifs de guidage de type connu sans 15 avoir à modifier le dispositif de type connu. Les moyens L' de séparation du flux sont notamment constitués par une lame semi-réfléchissante par exemple une lame 50/50 de type connu. Ainsi, le second champ correspond à une partie du flux réfléchi par la lame semi-transparente qui va répartir le flux laser issue de l'illumination de 20 la cible vers les deux détecteurs D1, D2. Le premier détecteur D1 permet d'avoir un grand champ utile et comprend une cellule suffisamment grande. Ce détecteur D1 permet en conséquence la détection de la tache aux extrémités du champ observé. Le détecteur D1 a un diamètre plus grand que le détecteur D2 25 (typiquement huit fois plus grand), ce qui lui permet d'avoir un champ d'observation huit fois plus grand que le détecteur D2, en prenant en compte une tache qui fait la moitié du détecteur dans tous les cas (voir figure 6). L'obtention de cette tache adaptée à la taille du détecteur se fait en réglant la distance d de focalisation (voir figure 6).
Le second détecteur D2 comprend donc une cellule plus petite que celle du premier détecteur D1 et permet d'obtenir une grande précision sur l'écartométrie mais dans un champ plus petit. En effet, pour un dispositif connu (notamment celui de la figure 3) on peut montrer que la précision de l'écartométrie lorsque la tache est au voisinage du centre est de la forme : Précision = K * Champ utile * Ecart type bruit Flux laser incident(l) Cette formule peut s'écrire au premier ordre de la manière suivante K * Rayon tache * Ecart type bruit Précision = io où dans les relations ci-dessus : K, K' sont des constantes ; Champ utile : champ dont la valeur est donnée par le déplacement de la tache laser sur le détecteur quatre quadrants sans en sortir même partiellement, il est environ la moitié du champ couvert par 15 le détecteur quatre quadrants ; Rayon tache : rayon de la tache formée par le flux laser sur le détecteur ; Focale : longueur focale du système optique ; Ecart type bruit : c'est le bruit dont les contributeurs sont le flux de 20 paysage (dépend du champ), le bruit de l'électronique (dépend en partie de la capacité du détecteur). Dans le cas où deux détecteurs sont utilisés (voir figures 5 et 6), d'après la seconde expression qui donne la précision du second détecteur D2 on obtient avec un rayon de la tache qui peut être beaucoup plus petit 25 que pour la cellule unique (montage de la figure 3) une meilleure précision. En outre, le bruit sur la mesure est plus faible pour deux raisons : l'angle de champ plus petit et la lame semi réfléchissante conduisent à un flux de paysage plus faible. Flux laser incident * Focale En outre, le détecteur étant plus petit, le bruit issu de l'électronique est plus faible. On explicite ci-dessous le gain en précision obtenu avec le dispositif de guidage d'un missile vers une cible ci-dessus décrit.
On considère un détecteur D1 de diamètre 14 mm, et un détecteur D2 de diamètre 1,75 mm, placés derrière la même optique de longueur focale f. Le champ d'observation du détecteur D1 est environ huit fois celui du détecteur D2. En passant du détecteur D1 au détecteur D2 : • le rayon de la tache est divisé par huit • l'écart type du bruit est divisé par six • le flux incident est divisé par deux En conséquence, avec une telle configuration, la précision au centre est multipliée par vingt-quatre.15
Claims (10)
- REVENDICATIONS1. Dispositif de guidage d'un missile (M) vers une cible (T) à partir d'une information d'écartométrie de la cible (T), la cible (T) étant illuminée par des moyens (11) d'émission d'un faisceau vers la cible (T), le dispositif comprenant : des moyens d'observation (L) d'un flux issu de la réflexion du faisceau sur la cible (T) ; des moyens (L') de séparation du flux observé en une première io partie de champ et une seconde partie de champ ; un premier détecteur (D1) destiné à acquérir la première partie de champ ; un second détecteur (D2) destiné à acquérir la seconde partie de champ ; le premier détecteur (D1), le second détecteur (D2) et les 15 moyens (L') de séparation du champ observé étant disposés sur l'axe (AA') optique des moyens d'observation (L) du flux ; des moyens (30) pour, à partir des flux acquis, déterminer une écartométrie de la cible (T). 20
- 2. Dispositif selon la revendication 1 dans lequel les moyens (L') de séparation du flux sont disposés entre le premier détecteur (D1) et le second détecteur (D2).
- 3. Dispositif selon l'une des revendications 1 à 2 dans lequel les 25 moyens de séparation du flux sont disposés entre les moyens d'observation (L) du flux et le plan focal des moyens (L) d'observation.
- 4. Dispositif de guidage selon l'une des revendications 1 à 3 dans lequel les moyens (L) d'observations du flux comprennent un groupe 3o convergent.
- 5 . Dispositif selon l'une des revendications 1 à 4 dans lequel les moyens de séparation du flux comprennent une lame semi réfléchissante destinée à séparer le flux observé en deux parties de champ, la lame étant de préférence une lame semi réfléchissante du type 50/50.
- 6. Dispositif selon l'une des revendications 1 à 5 dans lequel le faisceau lumineux est un faisceau laser, de longueur d'onde typiquement égale à 1,06 m ou 1,54 m.
- 7. Dispositif selon l'une des revendications précédentes dans lequel le premier détecteur (D1) et le second détecteur (D2) sont des détecteurs quatre quadrants, la taille du premier détecteur (D1) étant supérieure à la taille du second détecteur (D2).
- 8. Procédé de guidage d'un missile (M) vers une cible (T) à partir d'une information d'écartométrie de la cible (T) au moyen d'un dispositif de guidage selon l'une des revendications précédentes.
- 9. Missile comprenant un dispositif de guidage selon l'une des 20 revendications 1 à 7.
- 10. Autodirecteur d'un missile comprenant un dispositif guidage d'un missile (M) vers une cible (T) à partir d'une information d'écartométrie de la cible (T) selon l'une des revendications 1 à 7.
Priority Applications (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR0951108A FR2942554B1 (fr) | 2009-02-20 | 2009-02-20 | Dispositif et procede de guidage d'un missile vers une cible, missile et autodirecteur associes. |
| PCT/EP2010/052105 WO2010094756A1 (fr) | 2009-02-20 | 2010-02-19 | Dispositif et procede de guidage d'un missile vers une cible, missile et autodirecteur associes |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR0951108A FR2942554B1 (fr) | 2009-02-20 | 2009-02-20 | Dispositif et procede de guidage d'un missile vers une cible, missile et autodirecteur associes. |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| FR2942554A1 true FR2942554A1 (fr) | 2010-08-27 |
| FR2942554B1 FR2942554B1 (fr) | 2014-08-01 |
Family
ID=41061166
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| FR0951108A Active FR2942554B1 (fr) | 2009-02-20 | 2009-02-20 | Dispositif et procede de guidage d'un missile vers une cible, missile et autodirecteur associes. |
Country Status (2)
| Country | Link |
|---|---|
| FR (1) | FR2942554B1 (fr) |
| WO (1) | WO2010094756A1 (fr) |
Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4600305A (en) * | 1984-08-20 | 1986-07-15 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Army | Dynamic energy centroid locator and processor (declp) |
| GB2237405A (en) * | 1989-10-28 | 1991-05-01 | Messerschmitt Boelkow Blohm | Locating of a missile |
| FR2687795A1 (en) * | 1979-08-03 | 1993-08-27 | Thomson Csf | Optoelectric system for the detection and angular location of a luminous object |
| US5329347A (en) * | 1992-09-16 | 1994-07-12 | Varo Inc. | Multifunction coaxial objective system for a rangefinder |
| US6196497B1 (en) * | 1997-06-07 | 2001-03-06 | BODENSEEWERK GERäTETECHNIK GMBH | Infrared seeker head for target seeking missile |
| WO2008060662A2 (fr) * | 2006-04-12 | 2008-05-22 | Lockheed Martin Corporation | Système laser semi-actif d'imagerie à champ de vision double |
-
2009
- 2009-02-20 FR FR0951108A patent/FR2942554B1/fr active Active
-
2010
- 2010-02-19 WO PCT/EP2010/052105 patent/WO2010094756A1/fr active Application Filing
Patent Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2687795A1 (en) * | 1979-08-03 | 1993-08-27 | Thomson Csf | Optoelectric system for the detection and angular location of a luminous object |
| US4600305A (en) * | 1984-08-20 | 1986-07-15 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Army | Dynamic energy centroid locator and processor (declp) |
| GB2237405A (en) * | 1989-10-28 | 1991-05-01 | Messerschmitt Boelkow Blohm | Locating of a missile |
| US5329347A (en) * | 1992-09-16 | 1994-07-12 | Varo Inc. | Multifunction coaxial objective system for a rangefinder |
| US6196497B1 (en) * | 1997-06-07 | 2001-03-06 | BODENSEEWERK GERäTETECHNIK GMBH | Infrared seeker head for target seeking missile |
| WO2008060662A2 (fr) * | 2006-04-12 | 2008-05-22 | Lockheed Martin Corporation | Système laser semi-actif d'imagerie à champ de vision double |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| WO2010094756A1 (fr) | 2010-08-26 |
| FR2942554B1 (fr) | 2014-08-01 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| EP2339356B1 (fr) | Sonde anémométrique optique à deux axes de mesure | |
| EP0004227B1 (fr) | Appareil de détection optoélectrique et de localisation angulaire d'un objet lumineux et son utilisation | |
| EP1985973B1 (fr) | Appareil optique de mesure de déplacement | |
| CN102353621B (zh) | 一种光散射颗粒测量装置及方法 | |
| US7800750B2 (en) | Optical trap utilizing a reflecting mirror for alignment | |
| EP2839297B1 (fr) | Dispositif de determination de la vitesse du vent comportant une pluralite de sources laser | |
| EP0310493B1 (fr) | Dispositif optoélectrique de détection et de localisation d'une source rayonnante | |
| US7330278B2 (en) | Optical displacement measurement device | |
| US6885454B2 (en) | Measuring apparatus | |
| JP2016540203A (ja) | 粒子特性評価に関する改良 | |
| EP1932001A1 (fr) | Dispositif optique pour la mesure de vitesse de deplacement d'un objet par rapport a une surface | |
| FR2585484A1 (fr) | Procede et dispositif de pilotage optique | |
| SE537028C2 (sv) | Ytplasmonresonanssensor utnyttjande strålprofilsellipsometri | |
| FR3013128A1 (fr) | Dispositif et methode de mise au point tridimensionnelle pour microscope | |
| FR2745381A1 (fr) | Capteur optique pour le controle de particules en vol dans des processus de pulverisation thermique et autres processus industriels | |
| EP2024771B1 (fr) | Microscope confocal interférométrique | |
| FR2942554A1 (fr) | Dispositif et procede de guidage d'un missile vers une cible, missile et autodirecteur associes. | |
| JP6253761B2 (ja) | 測定装置及び測定方法 | |
| EP0942261A1 (fr) | Procédé et dispositif pour la mesure de fonds de cratères dans un analyseur physico-chimique | |
| JP4652745B2 (ja) | 光学的変位測定器 | |
| FR2978825A1 (fr) | Systeme optique de mesure d'orientation de casque a coins de cube et optique d'emission telecentrique | |
| EP0234997B1 (fr) | Procédé de détermination sans contact du relief d'une surface | |
| FR2953933A1 (fr) | Sonde anemometrique bi-statique asservie | |
| JP5492303B2 (ja) | 変位検出装置 | |
| US5982479A (en) | Method for calibrating a tilt inspection system and reference disk assembly for use therein |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| CA | Change of address |
Effective date: 20140317 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 8 |
|
| CD | Change of name or company name |
Owner name: SAGEM DEFENSE SECURITE, FR Effective date: 20161214 |
|
| CJ | Change in legal form |
Effective date: 20161214 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 9 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 10 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 12 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 13 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 14 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 15 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 16 |