BE1011815A5 - Systeme d'autoguidage pour missile. - Google Patents

Systeme d'autoguidage pour missile. Download PDF

Info

Publication number
BE1011815A5
BE1011815A5 BE8700454A BE8700454A BE1011815A5 BE 1011815 A5 BE1011815 A5 BE 1011815A5 BE 8700454 A BE8700454 A BE 8700454A BE 8700454 A BE8700454 A BE 8700454A BE 1011815 A5 BE1011815 A5 BE 1011815A5
Authority
BE
Belgium
Prior art keywords
scanning
missile
photosensitive elements
target
axis
Prior art date
Application number
BE8700454A
Other languages
English (en)
Inventor
Pascal Dubois
Jerome Maffert
Original Assignee
Aerospatiale
Priority date (The priority date 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 date listed.)
Filing date
Publication date
Priority to FR8605717A priority Critical patent/FR2764402B1/fr
Application filed by Aerospatiale filed Critical Aerospatiale
Priority to BE8700454A priority patent/BE1011815A5/fr
Priority to US07/067,660 priority patent/US5826820A/en
Priority to GB8711878A priority patent/GB2322751B/en
Priority to NL8701227A priority patent/NL194448C/nl
Priority to CA000537808A priority patent/CA1340392C/fr
Priority to DE3720013A priority patent/DE3720013C5/de
Application granted granted Critical
Publication of BE1011815A5 publication Critical patent/BE1011815A5/fr

Links

Classifications

    • 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
    • F41G7/2253—Passive homing systems, i.e. comprising a receiver and do not requiring an active illumination of the target
    • 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
    • F41G7/2213—Homing guidance systems maintaining the axis of an orientable seeking head pointed at the target, e.g. target seeking gyro
    • 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
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01D—MEASURING NOT SPECIALLY ADAPTED FOR A SPECIFIC VARIABLE; ARRANGEMENTS FOR MEASURING TWO OR MORE VARIABLES NOT COVERED IN A SINGLE OTHER SUBCLASS; TARIFF METERING APPARATUS; MEASURING OR TESTING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • G01D5/00—Mechanical means for transferring the output of a sensing member; Means for converting the output of a sensing member to another variable where the form or nature of the sensing member does not constrain the means for converting; Transducers not specially adapted for a specific variable
    • G01D5/26—Mechanical means for transferring the output of a sensing member; Means for converting the output of a sensing member to another variable where the form or nature of the sensing member does not constrain the means for converting; Transducers not specially adapted for a specific variable characterised by optical transfer means, i.e. using infrared, visible, or ultraviolet light
    • G01D5/28—Mechanical means for transferring the output of a sensing member; Means for converting the output of a sensing member to another variable where the form or nature of the sensing member does not constrain the means for converting; Transducers not specially adapted for a specific variable characterised by optical transfer means, i.e. using infrared, visible, or ultraviolet light with deflection of beams of light, e.g. for direct optical indication
    • G01D5/285—Mechanical means for transferring the output of a sensing member; Means for converting the output of a sensing member to another variable where the form or nature of the sensing member does not constrain the means for converting; Transducers not specially adapted for a specific variable characterised by optical transfer means, i.e. using infrared, visible, or ultraviolet light with deflection of beams of light, e.g. for direct optical indication using a movable mirror
    • G—PHYSICS
    • G05—CONTROLLING; REGULATING
    • G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
    • G05D1/00—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots
    • G05D1/12—Target-seeking control

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Electromagnetism (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Radar, Positioning & Navigation (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Automation & Control Theory (AREA)
  • Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)
  • Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)

Abstract

Système pour le guidage vers une cible d'un missile comportant un système optique, et un dispositif de détection de cible, lequel système comprend un ensemble d'élément photosensibles constitué par au moins une barrette linéaire d'éléments photosensibles et des moyens de balayage permettant de faire balayer ladite barrette par le faisceau issu dudit système optique, et un dispositif de détection de cible (35) commande le champ et la cadence du balayage réalisé par lesdits moyens de balayage.

Description


   <Desc/Clms Page number 1> 
 



  Système d'autoguidage pour missile 
 EMI1.1 
 La présente invention concerne un système pour le guidage u r, r-ss n-z--s : , Dul-ner au-, c,-, r ce son axe Quoique non exclusivement, elle est particulièrement cat'autou*'a' '''c : c :' !'c nt*'*'*a c analogues. 



  On sai que   certains ce ces missiles comportent, pour les   guider vers une cible, un système ce guidage, du type autodirecteur, comportant un système optique susceptible de former des images au paysage dans lequel se déplace ledit missile, un   ensemole   d'éléments photosensibles recevant lesdites images optiques et les transformant en images électriques, ainsi qu'un dispositif de détection de cible, par exemple du type à reconnaissance de formes ou de   température.

   Le système optique   et ledit ensemble d'éléments photosensibles sont montés dans ledit missile 
 EMI1.2 
 par l'intermédiaire d'un dispositif de stabilisation par il, -n if de s'   gyroscopique, ce façon que les   images obtenues soient de bonne qualité et que l'on puisse suivre les éventuels 
 EMI1.3 
 - aux élémen,-ixes déplacements d'une cible par rapport aux éléments fixes du paysage. Le missile est pourvu ae moyens de commance de sa trajectoire, tels que des gouvernes aérodynamiques ou des tuyères alimentées par des jets fluides, qui sont commandés pour diriger   ledit missile   vers ladite cible, 
 EMI1.4 
 en fonction ce la position de celle-ci déterminée sur lescites images. 
 EMI1.5 
 



  De tels systèmes ae guidage présentent-'inconvénient eue La largeur eu cnam ? oDserv et la cadence de renouvellement ces infcraticns d'images sont f-xes cencant toute 'a ;''ré-e "--------rc'--z--a--,eifficile ce réaliser, cenea. r. t une rr : ême r. ission. ceux fonctions distinctes telles que la veille (survol d'un - \.. 1.........

   J- (guicage spëcificue sur une citle après cétection ae o & -' 5 t I C ¯ n 

 <Desc/Clms Page number 2> 

 
 EMI2.1 
 , Drc-D----nr, e--nvenz,-o-, a cez a inconvénient. cete se : o :'\'e : : : . : e 5YSte pou e A cette fin selo l'irventicn. le svsiëme pour le u**as, versuc D' '.-'-.'' rc'''c'c'csD. scar. * sans tourner autour ce scn axe, copcran un système optique t susceptible ce   former des images eu paysage cans lecuel   se aéplace ledit missible, un ensemble d'éléments photosensibles recevant   lescites images optiques   pour les transformer en images électriques, ainsi qu'un dispositif de détection ce cible, est remarquable :

     - en   ce que ledit ensemble d'éléments pnotosensibles est constitué par au moins une barrette linéaire de tels éléments photosensibles,   disposée ortnogonalement   à l'axe dudit missile ; - en ce que sont prévus des moyens de balayage permettant de faire balayer ladite barrette par le faisceau issu 
 EMI2.2 
 dudit système optique, la direction de balayage étant ortnogonale à ladite barrette ; et - en ce que ledit dispositif ce détection de cible -on de cible - en ce que ed L, J.- commande le champ et la cadence du balayage réalisés par lesdits moyens de balayage, ce façon que ce champ soit plus petit et que cette cacence   soit plus élevée, après   
 EMI2.3 
 détection d'une cible qu'avant. 
 EMI2.4 
 



  Ainsi, avan détecicn d'une cible, pencant la recherche ce celle-ci, le système de guicage permet l'exploration d'un large cnarnp à une caceme qui peu être relativement faible. Au contraire. oès céec-cr ; d'une cible dans un el chano large, pencan la case-ce ccursuie, en Deu provenant uncuemen eu cna c resrein encuran la ¯rorenar. ur ^uemer. c¯ ^na. ¯ eswre : r-erWs r2nW la c-cle. Le g ica e eu missile es ccnc cc---së, puisque ,, czi-znir ces celui-ci peu recnercner une ci. e cans ur. vase cnap, s, O--, sa u e c en Denef-cian 'une carence ce a '''aEe élevée c2-zence ce 

 <Desc/Clms Page number 3> 

 
 EMI3.1 
 rct ceec--on e *-"c. * *"''e. 



  "u o : en-,, au res cz-sd os on s. eSz avanvaKeUx ce a¯¯ ve-arre ze 'é éTenvs Lnoçcser.sicls soit vericc. le e eue- cirecio ce Dalys. ge S o v e r soi horizontale. 
 EMI3.2 
 par ailleurs, afin d'coLenir Les deux oalayages ce cnamp et de cadence différents, on pourrait utiliser un dispositif de balayage unique, nais réglable. Toutefois, il s'est avéré préférable de prévoir deux dispositifs de Us de balayage distincts. 



  Avantageusement, lorsque, de façon connue, le système optique et   l'ensemDle d'éléments photosensibles   sont portés par une plateforme stabilisée gyroscopiquement par rapport au reste du missile, le balayage avant détection de la cible est réalisé au moyen d'un des moteurs de stabilisation faisant   osciller ladite plateforme autour   d'un de ses axes parallèle à ladite barrette. Lorsque celle-ci est verticale, ce balayage s'effectue donc autour de   l'axe   ce stabilisation en lacet. 



  En revancne, le balayage rapide après détection est alors   réalisé   au moyen   d'un élément optique de faible inertie,   
 EMI3.3 
 tel eu'un miroir oscillant, incorporé audit système civique. 
 EMI3.4 
 



  Il eu ëre avantageux d'utiliser plusieurs barrettes ciscses parallèlement coe à cce e sensibles à ces - r-,-c :'' ]'"''"''-.'. =. c :' . c '*"' ''-''''"a'/cr ces u > c C t ; C C e r ¯- ¯ C C ¯ = ro e ss C n ¯ -c./-.'--\ ces'*'''s. 

 <Desc/Clms Page number 4> 

 
 EMI4.1 
 



  Les figures eu cessin annexé ferons cien comprendre es -, cess- : .----ont-comment-'invericr. ceu êre réalisée. Sur ces figures, com-nenz ces références Lden. c'jes cosignent ces éléments semolables. 
 EMI4.2 
 



  La figure illustre une application de la présente i nvent- ;- ti-c invention à un missile anti-cnar. La figure 2   est le scnéma synoptique simplifie du système   de guidage conforme à la présente invention. 



  La figure 3 est une vue schématique en perspective de la tête optique du système de la figure 2. 
 EMI4.3 
 



  La figure 4 illustre, en vue ce aessus schématique de la La L-Lique de la figure 1, le fonctionnement du système de guidage de la figure 2. 



  La figure 5   représente le scnéma synoptique d'un mode   de réalisation du système   selon l'invention.   



  Sur la figure 1, on a   représenté schématiquement   un missile 1 d'axe   longitudinal 2 suivant   une trajectoire de vol, après avoir été lancé d'un poste de tir 3, dans la direction au moins approximative d'une cible 4. La cible   è   se déplace dans un paysage, dont seul un arbre 5 a été 
 EMI4.4 
 représenté et la trajectoire eu missile est contrôlée par ces gouvernes commandables c. 
 EMI4.5 
 



  Dans la partie avan eu missile (voir La figure 2), cerriere jr. raaôrne 7. es cisccsée e êe ccticue c cofprenan jr. sysëe cc. cue e ur. e arree 10 c'éléments pnoosensisles. c'j '.'oe a rasfer ce charge, cons uée d'un granc ncmcr'e '4-éens cnot. osensibles alignes, ans 'exemple ce r a-is in de la figure 2, on a suppose eue lacie carre'. e' éai. cisccsëe verticalament. 

 <Desc/Clms Page number 5> 

 
 EMI5.1 
 Le système ccicue c e. a carrelle C ce la têe optique Q som enfermes cans une envelocoe commune'' ! reliée au missile ce façon a ouvc-r curner à la fcis autour d'un axe vertical"2 e c'j. axe horizontal 5. orthogonal à :'axe eu fiiss-le l.

   Ai si, l'axe optique 1 de la Lete op.ue es orienaoj-e car rapport a-axe vertical ce lacet '2-e à l'axe horizontal de langage 3. 
 EMI5.2 
 Comme le montre la figure 3, les rotations ce l'enveloppe 11 (et donc de la tête optique---) autour des axes 12 et 13 sont respectivement obtenus par l'intermédiaire d'un moteur de lacet 15 et d'un moteur de tangage 16. Les articulations de l'enveloppe l, sur la structure du missile 1 peuvent être de tout type approprié et n'ont pas été représentées. 



  A l'intérieur ce l'enveloppe 11 est de plus disposé un gyromètre double de lacet et de tangage 17, susceptible de commander les moteurs 15 ei 16, comme ceci sera précisé par la suite. 



  Le système optique 9 (voir la figure 2) comporte un -"ondu avec miroir concave primaire 18 dont l'axe est confondu avec l'axe optique 14 (sur la figure 2, l'axe optique 14 est supposé confondu avec l'axe 2 du missile 1). La partie centrale cu miroir primaire 18 est percée d'un passage 19 et, du côté ce la convexité ducit miroir, est disposé un est disposé un objectif 20, susceptible de focaliser sur la barrette 10. object.par ailleurs, dans la convexité du miroir primaire est disposé un miroir secondaire 2'susceptible d'osciller e--o n c ar S U S C e D t o s r 
 EMI5.3 
 autour c'r. axe verLeal 22 'ccr. c paral-è-e à-a carree , (-r--,-I C--aze -*, I I C !-1 f ,------a c :. cn- ; I un r-.-ieur :-,-a r sxëcis ca L'isëciais c''j"assncs. sn. a cicnon &num; vis sans fr :. 

 <Desc/Clms Page number 6> 

 
 EMI6.1 
 



  Les éléments Cu système op i cue-sont cisposés de telle façon qu'un faisceau lumineux parallèle 23 ; provenant par exem, Dle ce la ct V : e V', avven nv e-. roir nr.,. aire 1E, cui exeri,-, - e de-, a e ie-o-,, ai re qu i exemple de ! "" Cl : : :' JO ë : :. e : : - : : - iroir 2aire e, qUI Celui-ci-'acresse à l'cojecif 20 à travers le trou 19. 



  On comprena eue, lorsque le scieur 23 fait osciller le miroir secondaire 21 autour ce l'axe vertical 22, le faisceau sortant de l'objectif 20 balaye la barrette 10. 
 EMI6.2 
 



  Bien entendu, le radôme 7 est zransparent pour le (s) -e 10. rayonnement (s) au (x) quels est sensible la barrette 10. 



  De façon usuelle, la barrette'. 0 est commandée par un dispositif de mise en oeuvre 24. Celui-ci est relié, par une liaison 25 à un dispositif électronique de commande 26 qui peut soit être moné à bord du missile 1, soit être disposé au poste de tir 3. Le dispositif de commande 26 est susceptible d'agir, d'une part sur les gouvernes 6 26 es. du missile 1 (liaison 27), d'autre part sur les moteurs 15, 16 et 23 (liaisons respectives 28, 29 et 30). Par ailleurs, ce dispositif de commande 26 reçoit les informations du gyroscope 17 par l'intermédiaire d'une liaison 31. Dans le cas où le dispositif 26 n'est pas embarqué à bord du missile, les liaisons 25, 30 et 31 peuvent être de tout type connu approprié (filaires, hertziennes, lumineuses, etc...). 
 EMI6.3 
 



  On remarquera eue le cspcsitif ce cornmanae 26 peut non seulement staDiliser, nais encore orienter l'axe optique 1 par rapport à l'axe 2 eu missile' !, par action sur les o's 1 *'*". 



  Le fonctionnement eu eisocsitif selon l'invention est , i o z e,-, r s est L ; szr,illustre ci-après, en fa-sani également appel à la figure JI 

 <Desc/Clms Page number 7> 

 
 EMI7.1 
 Lcrscue 2. 12..... j C" . ; 0 es :. Er ;'. 0" ;' Q - : ;'es-à-dre que, étan : Lorscue-le missile es en veille. c'es-à-dire eue, étan en n vo ;, : ^nerche une C--e, e-: s ? os : G Glocue le niro-r 2 dans sa position crnogcnale a l'axe colique IL r¯-- ,--'--7,-1eL commanae a l'arrêL le noceur 25. En nevancne, il 
 EMI7.2 
 commande le moteur de lacei'5 au fonctior. nement, ce sorte que la tête optique 8 oscille autour ce l'axe de lacet 12. Cette oscillation autour de l'axe'. 2 est relativement lente et embrasse un large champ optique C.

   Il en résulte un balayage correspondant de la barrette 10 et le dispositif 24 fournit des images horizontalement très étendues, mais se renouvelant relativement lentement. 



  Après que, au cours de cette large et lente exploration, le di-sposi-t'ILà le dispositif 26 a détecté une cible , le balayage est modifié. Le dispositif 26 commande alors le moteur 15 à :'arrêt, et actionne le moteur 23, pour que ladite tête optique 8 étant fixe ou bougeant très lentement pour maintenir l'axe optique 14 en direction de la cible au -ess4Lle 1, le miroir 21 fur et à mesure de l'avance du missile 1. le miroir 21 oscille rapidement autour de son axe vertical 22, avec une faible amplitude. 



  La barrette 10 et le dispositif 24 délivrent donc des images horizontalement peu étendues, mais à fréquence élevée, correspondant au cnamp recuit c. Le guidage du missile 1 vers la ciple peut donc être très précis. 



  Sur : a figure 5, on a représenté le schéma synoptique du de la figure 2. circuit électronique du dispositif de la figure 2. 
 EMI7.3 
 



  -n ce,--'e-, a Cr. ce'jt vc-r ce : cisccsi if 2 ce nise er. oeuvre de la arec' copcre ur circ'ji élecronicue 32 oesinë à la conmance ce lacie barree, cir uit 33 ce formation ces images provenant ce la arree 10 balayée (soit : ar de la car-e ircir seconcaire-2', scit car oscillation de la 

 <Desc/Clms Page number 8> 

 
 EMI8.1 
 ête optique c autour ce-'axe ce Lacet 2) et une mémoire 3 pour le sccKage provisoire cesdites images. 



  Ceiles-cl sonW acressées à un céte^teur ce ^isle < qui compor faisane partie eu dispositif ce commance 26, qui comporte ae plus un cisposiif c cour la poursuite automatique d'une cible, un dispositi 7 'élaDoraion d'ordres de guidage ou missile par action sur les gouvernes 6, un dispositif 38 de stacilisation de a ête optique 8 et un 
 EMI8.2 
 dispositif électronique ce gestion 39, par exemple du type microprocesseur. On peut prévoir de plus un gyroscope de roulis 40 fournissant ses informations au dispositif 37, qui reçoit également les informations provenant des dispositifs 36 et 38 et les ordres du dispositif 39. 



  En veille, le guidage du missile 1 est donc assuré par le dispositif 37, sous la commande ou dispositif 39, et en tenant compte des informations des gyroscopes 17 et 40. 



  De plus, les images peu fréquentes et à large champ sont adressés au détecteur ce cible 35 qui, tant qu'il ne 21 reconnaît aucune cible, adresse des informations correspondantes au cispositif 39. elui-ci maintient à l'arrêt le moteur 23, mais demande au dispositif 38 d'actionner en rotation alternative le moteur 15 de la tête optique 8. 
 EMI8.3 
 



  Quand le détecteur 35 reconnais une cible 4, il prévient le d-spositif 39, cui arrête 1'oscillation de balayage au-. ou r e. 1--2' en oscllaion rap-ce ce-a. c-'' ap--uce ce c-ius-.. e cetecteur 5 céc-er. cr'. e le dispc-if ce pcursui e a' poma ique 36, cui, sous la cornr. ance u c-s : L-i ," 3 .-pose ses ordres au c sposiLf 37 d'ëlacoracr. ces crcres de guidage. Le d'SDcs'*'Lf c oous'''='*'. '''''.' & -plnni'. d : sDcslli- ce Doursu-z :- re--c4--également les. r. ages eu cispcsip. f J2-, ce scre qu'il peut assurer le guicae eu r. iss-le''uscu'au ctact avec la cible . le :,---avec

Claims (5)

  1. REVENDICATIONS 1. Système pour le guidage vers une cible (4) d'un missile (1) se déplaçant sans tourner autour de son axe, comportant : - un système optique (9) susceptible de former des images du paysage dans lequel se déplace ledit missile ; - un ensemble (10) d'éléments photosensibles recevant lesdites images optiques pour les transformer en images électriques, ledit ensemble (10) d'éléments photosensibles étant constitué par au moins une bar- rette linéaire de tels éléments photosensibles, disposée orthogonale- ment à l'axe dudit missile ; - des moyens de balayage (15,23) permettant de faire balayer ladite barrette (10) par le faisceau issu dudit système optique, la direction de balayage étant orthogonale à ladite barrette ;
    et - un dispositif de détection de cible (35) commandant le champ et la ca- dence du balayage réalisé par lesdits moyens de balayage, de façon que ce champ soit plus petit et que cette cadence soit plus élevée, après détection d'une cible qu'avant, caractérisé en ce que : - lesdits moyens de balayage (15,23) sont constitués de deux disposi- tifs de balayage distincts ; - ledit système optique (9) et ledit ensemble (10) d'éléments photosensi- bles sont stabilisés gyroscopiquement par rapport au reste du missile ;
    et - le balayage avant détection de la cible 14) est réalisé au moyen d'un des moteurs de stabilisation (15) faisant osciller solidairement ledit sys- tème optique (9) et ledit ensemble (10) d'éléments photosensibles au- tour d'un des axes de stabilisation (12) parallèle audit ensemble (10). <Desc/Clms Page number 10>
  2. 2. Système de guidage selon la revendication 1, caractérisé en ce que ledit ensemble d'éléments photosensibles (10) est vertical et en ce que la direction de balayage est horizontale.
  3. 3. Système selon la revendication 2, caractérisé en ce que ledit balayage s'effectue autour de l'axe de stabilsation en lacet (12).
  4. 4. Système selon l'une des revendications 1 à 3, caractérisé en ce que le balayage après détection est réalisé au moyen d'un élément optique (21) de faible inertie incorporé au système optique.
  5. 5. Système selon l'une des revendications 1 à 4, caractérisé en ce que ledit ensemble d'éléments photosensibles est constitué de plusieurs barrettes disposées parallèlement côte à côte et sensi- bles à des longueurs d'ondes différentes.
BE8700454A 1986-04-21 1987-04-28 Systeme d'autoguidage pour missile. BE1011815A5 (fr)

Priority Applications (7)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR8605717A FR2764402B1 (fr) 1986-04-21 1986-04-21 Systeme d'autoguidage pour missile
BE8700454A BE1011815A5 (fr) 1986-04-21 1987-04-28 Systeme d'autoguidage pour missile.
US07/067,660 US5826820A (en) 1986-04-21 1987-05-15 Homing device system for missile
GB8711878A GB2322751B (en) 1986-04-21 1987-05-20 System for the guidance of a missile
NL8701227A NL194448C (nl) 1986-04-21 1987-05-22 Geleidingsstelsel voor het geleiden van een doel-zoekende raket.
CA000537808A CA1340392C (fr) 1986-04-21 1987-05-25 Systeme d'autoguidage pour missile
DE3720013A DE3720013C5 (de) 1986-04-21 1987-06-16 Flugkörper-Lenksystem

Applications Claiming Priority (7)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR8605717A FR2764402B1 (fr) 1986-04-21 1986-04-21 Systeme d'autoguidage pour missile
BE8700454A BE1011815A5 (fr) 1986-04-21 1987-04-28 Systeme d'autoguidage pour missile.
US07/067,660 US5826820A (en) 1986-04-21 1987-05-15 Homing device system for missile
GB8711878A GB2322751B (en) 1986-04-21 1987-05-20 System for the guidance of a missile
NL8701227A NL194448C (nl) 1986-04-21 1987-05-22 Geleidingsstelsel voor het geleiden van een doel-zoekende raket.
CA000537808A CA1340392C (fr) 1986-04-21 1987-05-25 Systeme d'autoguidage pour missile
DE3720013A DE3720013C5 (de) 1986-04-21 1987-06-16 Flugkörper-Lenksystem

Publications (1)

Publication Number Publication Date
BE1011815A5 true BE1011815A5 (fr) 2000-02-01

Family

ID=27560813

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
BE8700454A BE1011815A5 (fr) 1986-04-21 1987-04-28 Systeme d'autoguidage pour missile.

Country Status (7)

Country Link
US (1) US5826820A (fr)
BE (1) BE1011815A5 (fr)
CA (1) CA1340392C (fr)
DE (1) DE3720013C5 (fr)
FR (1) FR2764402B1 (fr)
GB (1) GB2322751B (fr)
NL (1) NL194448C (fr)

Families Citing this family (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE19610032C1 (de) * 1996-03-14 1997-07-10 Buck Chem Tech Werke Verfahren zum Entdecken und Bekämpfen feindlicher Hubschrauber
US6422508B1 (en) 2000-04-05 2002-07-23 Galileo Group, Inc. System for robotic control of imaging data having a steerable gimbal mounted spectral sensor and methods
FR2873436B1 (fr) * 2004-07-20 2006-11-17 Sagem Systeme embarque de guidage d'un projectile et projectile equipe d'un tel systeme
RU2265788C1 (ru) * 2004-10-04 2005-12-10 Государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро приборостроения" Способ увеличения дальности полета самонаводящегося снаряда и самонаводящийся снаряд
KR20090099296A (ko) * 2008-03-17 2009-09-22 삼성전자주식회사 열원감지장치와 이를 갖는 가전기기 및 그 열원감지방법
RU2466344C1 (ru) * 2011-05-16 2012-11-10 Федеральное Государственное Унитарное Предприятие "Научно-Исследовательский Институт "Экран" Устройство самонаведения
GB2515123B (en) * 2013-06-14 2018-06-06 Mbda Uk Ltd Improvements in and relating to missile seekers

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3622788A (en) * 1969-08-11 1971-11-23 Hughes Aircraft Co Target search and track system with dual mode scan capability
US3644043A (en) * 1969-08-11 1972-02-22 Hughes Aircraft Co Integrated infrared-tracker-receiver laser-rangefinder target search and track system
US4123134A (en) * 1976-08-19 1978-10-31 Hughes Aircraft Company Dual field image scanner
US4262199A (en) * 1978-05-26 1981-04-14 The Marconi Company Limited Infra-red target detection and recognition system
EP0099769A1 (fr) * 1982-06-18 1984-02-01 Thomson-Csf Dispositif d'analyse d'un champ spatial pour la localisation angulaire d'un objet rayonnant

Family Cites Families (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB1299851A (en) * 1967-08-31 1972-12-13 British Aircraft Corp Ltd Improvements relating to missile tracking systems
US4189747A (en) * 1967-09-15 1980-02-19 Hughes Aircraft Company Infrared tracking system
US3603686A (en) * 1969-06-04 1971-09-07 Nasa Acquisition and tracking system for optical radar
US4277039A (en) * 1978-02-22 1981-07-07 Martin Marietta Corporation Method and system for inducing and controlling nutation of a gyroscope
US4316218A (en) * 1980-03-28 1982-02-16 The United States Of America Government As Represented By The Secretary Of The Army Video tracker
US4486662A (en) * 1982-12-27 1984-12-04 Honeywell Inc. Switch-while-scan optical system
DE3326233C2 (de) * 1983-07-21 1985-12-12 Messerschmitt-Bölkow-Blohm GmbH, 8012 Ottobrunn Verfahren zum Abtasten eines Zielgebietes sowie hierzu geeigneter optischer Zielsuchkopf
US4709876A (en) * 1985-04-24 1987-12-01 The Boeing Company Pneumatic missile seeker head

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3622788A (en) * 1969-08-11 1971-11-23 Hughes Aircraft Co Target search and track system with dual mode scan capability
US3644043A (en) * 1969-08-11 1972-02-22 Hughes Aircraft Co Integrated infrared-tracker-receiver laser-rangefinder target search and track system
US4123134A (en) * 1976-08-19 1978-10-31 Hughes Aircraft Company Dual field image scanner
US4262199A (en) * 1978-05-26 1981-04-14 The Marconi Company Limited Infra-red target detection and recognition system
EP0099769A1 (fr) * 1982-06-18 1984-02-01 Thomson-Csf Dispositif d'analyse d'un champ spatial pour la localisation angulaire d'un objet rayonnant

Also Published As

Publication number Publication date
DE3720013A1 (de) 1998-10-08
FR2764402B1 (fr) 2003-02-21
DE3720013C5 (de) 2005-04-28
GB2322751A (en) 1998-09-02
NL8701227A (nl) 2000-09-01
NL194448B (nl) 2001-12-03
US5826820A (en) 1998-10-27
FR2764402A1 (fr) 1998-12-11
GB8711878D0 (en) 1998-06-10
GB2322751B (en) 1998-12-09
CA1340392C (fr) 1999-02-16
NL194448C (nl) 2002-04-04
DE3720013C2 (de) 1999-03-04

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US6534705B2 (en) Methods and apparatus for beaming power
US6347001B1 (en) Free-space laser communication system having six axes of movement
FR3047813B1 (fr) Procede de commande de guidage d&#39;attitude d&#39;un satellite, satellite, pluralites de satellites et programme d&#39;ordinateur associe
US10073166B2 (en) Method and system for ladar transmission with spinning polygon mirror for dynamic scan patterns
BE1011815A5 (fr) Systeme d&#39;autoguidage pour missile.
EP3488540B1 (fr) Systeme combine d&#39;imagerie et de communication par signaux laser
EP3174794B1 (fr) Satellite comprenant un instrument optique de prise de vue
US12025790B2 (en) Micro-electro-mechanical system (MEMS) micro-mirror array (MMA) and off-axis parabola (OAP) steered active situational awareness sensor
US20220236383A1 (en) Micro-electro-mechanical system (mems) micro-mirror array (mma) steered active situational awareness sensor
US20070024978A1 (en) Conformal beam steering devices having a minimal volume and window area utilizing risley prisms and diffraction gratings
FR2686312A1 (fr) Vehicule spatial d&#39;observation laser, notamment pour vitesse de vents, et instrument d&#39;observation adapte a en faire partie.
EP3276253B1 (fr) Module d&#39;éclairage de projecteur de véhicule automobile à faisceau d&#39;ouverture variable
FR2816899A1 (fr) Systeme et procede de stabilisation de lampe de vehicule
FR2505505A1 (fr) Dispositif laser pour detecter et neutraliser l&#39;optique d&#39;un appareil de reperage adverse
EP0043772B1 (fr) Procédé et système d&#39;asservissement d&#39;une plate-forme mobile montée à bord d&#39;un véhicule spatial
US12372623B2 (en) Conic micro-electro-mechanical system (MEMS) micro-mirror array (MMA) steered active situational awareness sensor
FR3100866A1 (fr) Projecteur de véhicule
EP0127914B1 (fr) Viseur panoramique sans rotation d&#39;image à plusieurs champs
EP3289384B1 (fr) Systeme optique et procede de pointage laser a travers l&#39;atmosphere
FR3122410A1 (fr) Satellite réflecteur et ensemble satellitaire comprenant un tel satellite
FR3019266A1 (fr) Systeme d&#39;eclairage pour vehicule avec reglage automatise
FR2765189A1 (fr) Dispositif de stabilisation passive de la direction de pointage d&#39;un engin spatial
WO2005110848A1 (fr) Satellite, procede et flotte de satellites d&#39;observation d&#39;un corps celeste
US6449076B1 (en) Optical beam director for communications applications
FR2739461A1 (fr) Dispositif a imagerie video, utilisable pour autodirecteur infrarouge passif

Legal Events

Date Code Title Description
RE Patent lapsed

Effective date: 20060430