EP0455531A1 - Procédé d'autoguidage d'un missile sur une cible supersonique - Google Patents

Procédé d'autoguidage d'un missile sur une cible supersonique Download PDF

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EP0455531A1
EP0455531A1 EP91401006A EP91401006A EP0455531A1 EP 0455531 A1 EP0455531 A1 EP 0455531A1 EP 91401006 A EP91401006 A EP 91401006A EP 91401006 A EP91401006 A EP 91401006A EP 0455531 A1 EP0455531 A1 EP 0455531A1
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missile
target
trajectory
supersonic
pressure sensors
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    • 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
    • F41G7/228—Homing guidance systems characterised by the type of waves using acoustic waves, e.g. for torpedoes

Definitions

  • the present invention relates to a method for homing tactical missiles to a supersonic aim.
  • the guided organ of guided missiles is a sensor sensitive to the electromagnetic or infrared radiation of the target.
  • This sensor is, in general, carried on a mobile pointing system slaved to the goal called seeker.
  • Gyros mounted on the seeker measure the absolute angular speed of the line of sight which is, to the accuracy of the servo, the missile-target line.
  • the sensor can also be linked to the missile.
  • the absolute angular speed of the missile-target line is obtained by combining the direction of the target relative to the missile, measured by the sensor, and the absolute orientation of the missile measured by an inertial unit.
  • the electromagnetic sensor is active or passive, depending on whether or not it emits radiation illuminating the target.
  • the guidance law transforms the absolute angular speed of the line of sight into a missile order. It requires knowledge of the target missile radial speed which is either measured or estimated.
  • shock wave is used here to define the pressure wave induced over a long distance by a supersonic target, comparable to a thin sheet of revolution, propagating according to the laws of acoustics.
  • acoustic wave could be used in an equivalent manner.
  • the subject of the invention is therefore a method of guiding a supersonic anti-air missile towards a supersonic target characterized in that it consists in slaving the trajectory of the missile to the shock wave induced at high speed by said target.
  • the missile is provided with a rustic inertial unit providing at all times a measurement of its position M, its speed vector V M , its acceleration T M and its reference trihedron T M in an inertial reference trie T O.
  • the sensitive guidance member replacing the seeker, consists of one or more pressure sensors placed on board the missile.
  • These sensors may consist of one or more orifices distributed over the missile connected to as many pressure detectors, or to a single detector for all of the orifices. These are simple microphone type detectors. These sensors detect and date, thanks to an internal clock, their passage through the shock wave of the target. Taking into account the stiffness of the front of the shock wave of the target, these passages are dated with very great precision. The bandwidth of the sensors is chosen accordingly.
  • Figure 1 shows possible locations of sensors 1, 2, 3 installed on board missile 4.
  • the order of guidance produces a trajectory of the missile, which, relative to the goal has the appearance of a sinusoid of small amplitude located alternately inside and outside the conical sheet by following a generator of this tablecloth.
  • the measurements contributing to the development of the order are carried out at each crossing of the conical sheet. Interception takes place when the missile arrives at the top of the cone which obviously requires that its speed be higher than that of the target.
  • FIG. 2 shows the target 5, the absolute trajectory 6 of the target, the missile 4, the conical shock wave 7 of the target 5, the average relative trajectory 8 of the missile 5 which is a generator of the cone, the absolute trajectory average 9 of the missile leading to the interception point 10.
  • the guidance law comprises two functional modules programmed on the missile computer.
  • the first called the estimator, determines the speed of the missile relatively to the conical tablecloth at each crossing of it.
  • the second called the controller, develops the missile command according to the estimated relative speed.
  • the estimator estimates the trajectory of the target defined by its position B and its speed vector V B , ie in all six parameters, from the successive positions of the pressure sensors M C (k, i) at the crossing of the wave shock (k the number of the sensor, i number of the crossing), occurring at the instant . These positions are deducted from the position at the missile developed by the inertial unit and the arrangement of the sensors in the missile.
  • the controller prepares the orders ordered with the missile.
  • the missile to which the invention applies can have any organization. It can be stabilized in roll or in natural autorotation. Its lateral movement can be produced by aerodynamic and / or pyrotechnic forces. The taking of incidence can be caused by an aerodynamic (control), pyrotechnic (impeller, transverse jet) or other actuator.
  • the actuator can operate along two transverse axes of maneuver (yaw, pitch) or only one (if the missile is directly in autorotation).
  • the command ordered can be addressed directly to the actuator (s) or to an autopilot, if it exists. It can be an autopilot under acceleration or transverse angular velocity. The following presentation is made by assuming a missile stabilized in roll and equipped with an autopilot in acceleration.
  • the accelerated missile orders are first calculated in the reference frame x c , y c , z c . They have two components.
  • the function f is chosen, in conjunction with the amplitude ⁇ max of the command and the dynamics of the missile, to adjust the amplitude and the frequency of the limit cycle as appropriate.
  • the passage distance is of the order of the amplitude of this cycle.
  • the acceleration orders are then calculated in the missile coordinate system x m y m , z m (measured by the inertial unit), on the condition that their projections on y c and z c are respectively equal to ⁇ yc and ⁇ zc ,
  • FIG. 3 constitutes a simplified functional diagram of the method according to the invention showing the functions exercised by the sensor (s) (function A), the inertial unit (function B), the estimator (functions C) and the controller (functions D).
  • FIG. 4 shows the relative trajectory 8 ′ of the missile around the cone generator 8 contained in the plane defined by this generator 8 and the normal 11.
  • the missile is launched from a firing station.
  • the invention applies to a land, naval or air fire station.
  • the launching direction can be arbitrary under the conditions that the missile rallies the shock wave of the target and has sufficient kinematic capacities to enslave itself there and catch up with the target.
  • the missile is slaved to a precalculated rallying trajectory under the criterion that the speed of the missile relative to the goal at the first crossing of the the shock wave has a direction as close as possible to that of the generatrix of the conical sheet, that is to say that the kinematic condition of interception indicated in FIG. 5 is fulfilled.
  • FIG. 6 shows a complete relative trajectory of interception for a shooting station located inside the conical sheet, which could be the case of an air-air shooting. We see the target 5, its shock wave 7, the relative rallying trajectory 16 and the relative interception trajectory 17.

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Abstract

Procédé de guidage d'un missile (4) anti aérien supersonique vers une cible supersonique (5) caractérisé en ce qu'il consiste à asservir la trajectoire (16) du missile (4) à l'onde de pression ou onde de choc (7) induite à grande vitesse par ladite cible (5).

Description

  • La présente invention concerne un procédé d'autoguidage de missile tactique sur un but supersonique.
  • Traditionnellement l'organe de guidage des missiles autoguidés est un capteur sensible au rayonnement électromagnétique ou infrarouge de la cible. Ce capteur est, en général, porté sur un système de pointage mobile asservi sur le but appelé autodirecteur. Des gyromètres montés sur l'autodirecteur mesurent la vitesse angulaire absolue de la ligne de visée qui est, à la précision de l'asservissement près, la ligne missile-cible. Le capteur peut aussi être lié au missile. Dans ce cas la vitesse angulaire absolue de la ligne missile-cible est obtenue en combinant la direction de la cible relative au missile, mesurée par le capteur, et l'orientation absolue du missile mesurée par une centrale inertielle. Le capteur électromagnétique est actif ou passif, suivant qu'il émet lui-même ou non le rayonnement éclairant la cible. La loi de guidage transforme la vitesse angulaire absolue de la ligne de visée en un ordre au missile. Elle demande la connaissance de la vitesse radiale missile cible qui est soit mesurée, soit estimée.
  • L'autodirecteur a les inconvénients suivants :
    • . Coût très élevé,
    • . Sensibilité au leurrage,
    • . point visé sur la cible mal connu et fluctuant, pouvant sortir du contour apparent,
    • . accrochage sur la cible délicat, qu'il soit réalisé avant ou après le départ du missile,
    • . portée limitée.
  • Le procédé selon l'invention permet de remédier aux inconvénients précédents car il est basé sur l'asservissement du missile à l'onde de choc attachée à la cible au moyen d'organes sensibles qui sont de simples capteurs de pression. Il ne concerne donc que les cibles supersoniques. Le terme onde de choc est utilisé ici pour définir l'onde de pression induite à grande distance par une cible supersonique, assimilable à une nappe de révolution de faible épaisseur, se propageant suivant les lois de l'acoustique. On pourrait utiliser de manière équivalente, le terme "onde acoustique".
  • On connaît (DE-A-3333758 ) l'utilisation de capteurs acoustiques pour assurer la détection de cibles subsoniques et également (DE-A-3528075) l'application de tels capteurs, positionnés au sol, pour mesurer la trajectoire d'un mobile supersonique. Dans cette technique antérieure, il n'est pas question d'asservir la trajectoire d'un missile supersonique à l'onde de choc d'une cible supersonique pour obtenir les avantages et effets techniques mentionnés ci-dessus.
  • L'invention a donc pour objet un procédé de guidage d'un missile anti aérien supersonique vers une cible supersonique caractérisé en ce qu'il consiste à asservir la trajectoire du missile à l'onde de choc induite à grande vitesse par ladite cible.
  • Le missile est muni d'une centrale inertielle rustique fournissant à chaque instant une mesure de sa position M, de son vecteur vitesse VM , de son accélération TM et de son trièdre de référence TM dans un triède inertiel de référence TO.
  • L'organe sensible du guidage, remplaçant l'autodirecteur, est constitué par un ou plusieurs capteurs de pression placés à bord du missile. Ces capteurs peuvent être constitués d'un ou plusieurs orifices répartis sur le missile reliés à autant de détecteurs de pression, ou à un détecteur unique pour l'ensemble des orifices. Il s'agit de détecteurs simples de type microphone. Ces capteurs détectent et datent, grâce à une horloge interne, leurs passages à travers l'onde de choc de la cible. Compte tenu de la raideur du front de l'onde de choc de la cible, ces passages sont datés avec une très grande précision. La bande passante des capteurs est choisie en conséquence. La figure 1 montre des emplacements possibles de capteurs 1, 2, 3 installés à bord du missile 4.
  • L'onde de choc de la cible est assimilée à une nappe conique d'origine un point B de la cible, d'axe la vitesse de la cible VB et d'angle au sommet
    Figure imgb0001
    = Arc sin a V B
    Figure imgb0002
     , a étant la célérité du son.
  • Dans son principe, l'ordre de guidage produit une trajectoire du missile, qui, relativement au but a l'allure d'une sinusoïde de faible amplitude située alternativement à l'intérieur et à l'extérieur de la nappe conique en suivant une génératrice de cette nappe. Les mesures concourant à l'élaboration de l'ordre sont effectuées à chaque traversée de la nappe conique. L'interception a lieu quand le missile arrive au sommet du cône ce qui demande évidemment que sa vitesse soit supérieure à celle de la cible.
  • La figure 2 montre la cible 5, la trajectoire absolue 6 de la cible , le missile 4, l'onde de choc conique 7 de la cible 5, la trajectoire relative moyenne 8 du missile 5 qui est une génératrice du cône, la trajectoire absolue moyenne 9 du missile conduisant au point d'interception 10.
  • Dans sa réalisation suivant l'invention, la loi de guidage comprend deux modules fonctionnels programmés sur le calculateur du missile. Le premier, appelé estimateur, détermine la vitesse du missile relativement à la nappe conique à chaque traversée de celle-ci. Le second, appelé contrôleur élabore la commande au missile en fonction de la vitesse relative estimée.
  • L'estimateur estime la trajectoire de la cible définie par sa position B et son vecteur vitesse VB , soit en tout six paramètres, à partir des positions successives des capteurs de pression MC (k,i) à la traversée de l'onde de choc (k le numéro du capteur, i numéro de la traversée ), survenant à l'instant
    Figure imgb0003
    . Ces positions sont déduites de la position à
    Figure imgb0004
    du missile élaborée par la centrale inertielle et de la disposition des capteurs dans le missile. L'estimateur non linéaire utilise un algorithme du gradient conjugué ou d'un autre type. Il est initialisé avec les informations éventuelles sur la trajectoire du but communiquées au missile avant tir. En l'absence de telles informations, la convergence est acquise après un nombre n de traversées dépendant du nombre k de capteurs installés dans le missile, tel que nk=6. Il est possible, lorsque le transitoire de recalage est amorti, d'estimer l'accélération du but ΓB . La grande précision des mesures l'autorise.
  • On choisit un capteur particulier (dans le cas où il est unique c'est évidemment celui-là) comme point du missile dont la trajectoire sera contrôlée. A partir de l'estimée du but
    Figure imgb0005
    Figure imgb0006
    obtenue quand ce capteur effectue la traversée n°i au point
    Figure imgb0007
    , on détermine en ce point le trièdre instantané du guidage TC constitué par la génératrice du cône xC , la normale intérieure zC, la tangente au cercle directeur yC. On calcule en outre les composantes de la vitesse relative du missile au but suivant zC et yC , notées ėz et ėy .
  • Le contrôleur élabore les ordres commandés au missile. Le missile auquel s'applique l'invention peut avoir une organisation quelconque. Il peut être stabilisé en roulis ou en autorotation naturelle. Son mouvement latéral peut être produit par des forces aérodynamiques et/ou pyrotechniques. La prise d'incidence peut êre provoquée par un actionneur aérodynamique (gouverne), pyrotechnique (impulseur, jet transversal) ou autre. L'actionneur peut opérer suivant deux axes transversaux de manoeuvre (lacet, tangage) ou un seul (si le missile est directement en autorotation). L'ordre commandé peut s'adresser directement à (aux) actionneur (s) ou à un autopilote, s'il existe. Il peut s'agir d'un autopilote en accélération ou en vitesse angulaire transversale. L'exposé suivant est fait en supposant un missile stabilisé en roulis et muni d'un autopilote en accélération.
  • Les ordres en accélération au missile sont d'abord calculés dans le repère xc , yc , zc. Ils comprennent deux composantes. La première composante Γyc dirigée suivant yc , a pour effet d'asservir la projection du missile sur le plan tangent au cône xcyc , à suivre la génératrice du cône xc , ou encore d'asservir la projection de la vitesse du missile sur le plan tangent au cône à être parallèle à la génératrice. Elle est linéaire, de la forme Γyc = -kėy , k= gain. Une fonction de transfert plus élaborée pourrait être substituée au gain suivant la dynamique du missile. La seconde composante Γzc , dirigée suivant la normale au cône zc a pour but d'entretenir une trajectoire périodique perpendiculaire à l'onde de choc assurant les traversées nécessaires à l'excitation des capteurs de pression et aux mesures subséquentes. Elle est produite par une loi non linéaire de la forme Γzc= Γmax signe (f(e)). La fonction f est choisie, en liaison avec l'amplitude Γmax de la commande et la dynamique du missile, pour régler comme il convient l'amplitude et la fréquence du cycle limite. La distance de passage est de l'ordre de l'amplitude de ce cycle.
  • Les ordres en accélération sont ensuite calculés dans le repère missile xm ym, zm (mesuré par la centrale inertielle), par la condition que leurs projections sur yc et zc soient respectivement égales à Γyc et Γzc,
  • La figure 3 constitue un diagramme fonctionnel simplifié du procédé selon l'invention montrant les fonctions exercées par le(s) capteur(s) (fonction A), la centrale inertielle ( fonction B), l'estimateur (fonctions C) et le contrôleur (fonctions D).
  • La figure 4 montre la trajectoire relative 8′ du missile autour de la génératrice de cône 8 contenue dans le plan défini par cette génératrice 8 et la normale 11.
  • Le missile est lancé depuis un poste de tir. L'invention s'applique à un poste de tir terrestre, naval ou aérien. La direction de lancement peut être quelconque sous les conditions que le missile rallie l'onde de choc de la cible et dispose des capacités cinématiques suffisantes pour s'y asservir et rattraper la cible. Au cours de la phase initiale entre le lancement et la première traversée de l'onde de choc de la cible, le missile est asservi à une trajectoire de ralliement précalculée sous le critère que la vitesse du missile relative au but à la première traversée de l'onde de choc ait une direction aussi proche que possible de celle de la génératrice de la nappe conique, c'est à dire que la condition cinématique d'interception indiquée sur la figure 5 soit remplie. Sur cette figure on voit la vitesse absolue 12 du but, celle 13 du missile , la vitesse relative 14 de ce missile . L'angle 15 vaut Arc sin a V B
    Figure imgb0008
     , a étant la célérite du son. La détermination de cette trajectoire suppose que le poste de tir ait des informations sur la trajectoire du but (une telle information peut être simplement la détection du passage de l'onde de choc de la cible par le poste de tir). Si aucune information n'est disponible le missile peut être tiré au jugé et la trajectoire de ralliement est rectiligne. Il en résulte que, dans la plupart des cas, la condition cinématique d'interception ne sera pas réalisée à la première traversée, mais après un transitoire résorbé au bout d'une à deux traversées supplémentaires, au delà duquel le cycle limite asservissant le missile à l'onde de choc sera effectivement enclenché. Les ordres Γyc,Γzc calculés aux premières traversées tiennent compte de cette circonstance et aussi du temps de réponse de l'algorythme de l'estimateur. La figure 6 montre une trajectoire relative complète d'interception pour un poste de tir situé à l'intérieur de la nappe conique, ce qui pourrait être le cas d'un tir air-air. On y voit la cible 5, son onde de choc 7, la trajectoire relative de ralliement 16 et la trajectoire relative d'interception 17.

Claims (9)

1) Procédé de guidage d'un missile anti aérien supersonique vers une cible supersonique caractérisé en ce qu'il consiste à asservir la trajectoire du missile à l'onde de pression ou onde de choc induite à grande vitesse par ladite cible.
2) Procédé de guidage suivant la revendication 1 caractérisé en ce que la détection de l'onde de choc de la cible par le missile est assurée au moyen d'un ou plusieurs capteurs de pression (1-2-3) installés à bord dudit missile (4).
3) Procédé de guidage suivant les revendications précédentes caractérisé en ce que l'on estime la trajectoire de la cible à partir des positions et attitudes du missile aux instants datés auxquels les capteurs de pression installés à bord du missile traversent l'onde de choc de la cible, au moyen d'algorithme approprié.
4) Procédé d'identification de la trajectoire d'une cible supersonique caractérisé en ce qu'il met en oeuvre un réseau de capteurs de pression portés par une installation fixe terrestre, par un vehicule terrestre, par un navire ou un aéronef, suivant la revendication 3.
5) Procédé de guidage suivant les revendications 1, 2 et 3 caractérisé en ce qu'il consiste à commander au missile une trajectoire quasi sinusoïdale de part et d'autre de l'onde assurant l'excitation périodique des capteurs de pression et les mesures subséquentes.
6) Procédé de guidage suivant les revendications 1, 2, 3 et 5 caractérisé en ce qu'il consiste à éviter au missile de décrire en finale une hélice conique par asservissement de sa trajectoire relative moyenne à la génératrice de l'onde de choc conique.
7) Procédé de guidage suivant les revendications 1, 2, 3, 4, 5, 6 caractérisé en ce qu'il consiste à lancer un missile muni de capteurs de pression dans une direction calculée par un poste de tir automatique muni de capteurs de pression suivant la revendication 4.
8) Procédé de guidage suivant les revendications 1, 2, 3, 5 et 6 caractérisé en ce qu'il consiste à ajouter à un missile muni d'un autodirecteur électromagnétique ou infrarouge, un ou plusieurs capteurs de pression permettant d'intercepter un but supersonique en présence de contre mesures saturantes.
9) Procédé de guidage suivant les revendications caractérisé en ce qu'il est mis en oeuvre à partir d'un poste de tir terrestre, naval ou aérien.
EP19910401006 1990-04-23 1991-04-16 Procédé d'autoguidage d'un missile sur une cible supersonique Expired - Lifetime EP0455531B1 (fr)

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FR2661245A1 (fr) 1991-10-25

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