BE901258A

BE901258A - METHOD OF ACQUIRING A TARGET BY A GUIDED PROJECTILE AND PROJECTILE OPERATING ACCORDING TO THIS METHOD.

Info

Publication number: BE901258A
Application number: BE0/21415A
Authority: BE
Inventors: Pierre Metz
Original assignee: Thomson Brandt Armements
Priority date: 1983-12-14
Filing date: 1984-12-12
Publication date: 1996-12-03
Also published as: FR2736147A1; NO113617C; DE3445773C1; NO845055A; SE8406335D0; FR2736147B1; GB8430999D0; IT8468238A0; SE8406335L

Abstract

Méthode d'acquisition d'une cible terrestre par un projectile (1) en chute vers le sol, ce projectile ayant un senseur électromagnétique (10) dont le faisceau d'antenne (11) peut être animé d'un mouvement de rotation conique centré sur l'axe (X-X') du projectile. Selon cette méthode d'acquisition, sur la portion terminale de la trajectoire de tir, on diminue la vitesse de chute du projectile par un parachute (4) et on imprime à l'axe (X-X') du projectile un mouvement de rotation conique avec une vitesse de rotation notablement inférieure à celle du faisceau d'antenne de façon à explorer totalement une portion sous-jacente du terrain au cours d'une révolution complète du projectile. Le projectile comprend essentiellement deux impulseurs à gaz (40 et 60) et des gyromètres (30) pour varier l'attitude du corps du projectile et un impulseur complémentaire (50) pour appliquer une force de poussée latérale au centre de gravité (C.G) du projectile. L'invention trouve son application dans les projectiles Sol-sol et Air-sol, moyenne portée à tir indirect, plus particulièrement destinés à la destruction de véhicules blindés.Method of acquisition of a terrestrial target by a projectile (1) falling towards the ground, this projectile having an electromagnetic sensor (10) whose antenna beam (11) can be animated by a centered conical rotation movement on the axis (X-X ') of the projectile. According to this acquisition method, on the terminal portion of the firing trajectory, the speed of fall of the projectile is reduced by a parachute (4) and a rotational movement is imparted to the axis (X-X ') of the projectile conical with a speed of rotation notably lower than that of the antenna beam so as to fully explore an underlying portion of the ground during a complete revolution of the projectile. The projectile essentially comprises two gas impellers (40 and 60) and gyrometers (30) to vary the attitude of the projectile body and a complementary impeller (50) to apply a lateral thrust force to the center of gravity (CG) of the projectile. The invention finds its application in ground-to-air and air-to-ground, medium-range indirect fire projectiles, more particularly intended for the destruction of armored vehicles.

Description

METHODE D'ACQUISITION D'UNE CIBLE PAR UN PROJECTILE GUIDE ET PROJECTILE OPERANT SELON CETTE METHODE.METHOD OF ACQUIRING A TARGET BY A GUIDED PROJECTILE AND PROJECTILE OPERATING ACCORDING TO THIS METHOD.

La présente invention se rapporte aux projectiles guidés pendant la phase terminale de leur trajectoire de tir, et elle concerne une méthode d'acquisition d'une cible ponctuelle par un projectile équipé d'un senseur permettant de capter l'énergie électromagnétique rayonnée par la cible ; mais l'invention concerne également un projectile guidé opérant selon cette méthode d'acquisition.The present invention relates to guided projectiles during the terminal phase of their firing trajectory, and it relates to a method of acquisition of a point target by a projectile equipped with a sensor making it possible to capture the electromagnetic energy radiated by the target. ; but the invention also relates to a guided projectile operating according to this acquisition method.

Sur le champ de bataille, dans la portion de terrain correspondant à la zone des combats, les formations adverses situées au-delà de la portée effective des armes classiques, tels que les armes à tir direct, présentent une menace latente, laquelle menace doit être combattue avant qu'elle n'atteigne la ligne des contacts. Les formations avancées de l'ennemi sont constituées par des concentrations d'engins blindés stationnés ou en mouvement sur le terrain. Ces engins blindés sont particulièrement protégés, et pratiquement, seuls des projectiles munis d'une charge creuse sont susceptibles de leur porter un coup décisif. Si l'on veut décimer les engins blindés de l'adversaire qui sont éloignés de la ligne des contacts il se pose alors le problème de concevoir un nouveau projectile de portée moyenne, capable de faire impact sur les véhicules des formations adverses et préférentiellement sur le toit de ces véhicules.On the battlefield, in the portion of the terrain corresponding to the combat zone, the opposing formations located beyond the effective range of conventional weapons, such as direct fire weapons, present a latent threat, which threat must be fought before it reaches the contact line. Advanced enemy formations consist of concentrations of armored vehicles stationed or in motion on the ground. These armored vehicles are particularly protected, and practically, only projectiles provided with a hollow charge are likely to strike them a decisive blow. If one wants to decimate the armored vehicles of the adversary which are distant from the line of contacts, then there arises the problem of designing a new projectile of medium range, capable of making an impact on the vehicles of the opposing formations and preferably on the roof of these vehicles.

Il a déjà été proposé et décrit, notamment, dans la demande de brevet américain No 4^6 728 déposée le 9 décembre 1982, un projectile guidé en phase terminale. Ce projectile est muni d'un senseur électrooptique (E.OJ qui comprend des moyens de poursuite automatique de l'image de la cible préalablement acquise. Ce senseur E.O élabore des signaux de guidage qui sont fournis au système de pilotage du projectile. Pendant la phase d'acquisition de la cible, la ligne de visée du senseur E.O est alignée sur l'axe longitudinal du projectile et celui-ci poursuit sa descente vers le sol selon une trajectoire hélicoïdale. Il en. résulte; qu'en fonction du temps, la ligne de visée du senseur E.O décrit sur le terrain une spirale convergente. Lorsque le senseur E.O a acquis l'image d'une cible, alors il poursuit de façon automatique cette image afin d'élaborer des signaux de guidage, lesquels par l'intermédiaire du système de pilotage amèneront le projectile à faire impact sur la cible. Toutefois, si ce type de projectile de l'art antérieur peut opérer de façon satisfaisante, son coût est pénalisé par la complexité du senseur E.O qui doit assurer la poursuite automatique de l'image de la cible.It has already been proposed and described, in particular, in American patent application No. 4 ^ 6,728 filed on December 9, 1982, a terminally guided projectile. This projectile is provided with an electrooptical sensor (E.OJ which includes means for automatically tracking the image of the target previously acquired. This EO sensor generates guidance signals which are supplied to the projectile control system. In the target acquisition phase, the line of sight of the EO sensor is aligned with the longitudinal axis of the projectile and the latter continues its descent towards the ground along a helical trajectory. , the line of sight of the EO sensor describes a converging spiral on the ground. When the EO sensor has acquired the image of a target, it then automatically pursues this image in order to develop guidance signals, which by the intermediary of the piloting system will cause the projectile to impact on the target .However, if this type of projectile of the prior art can operate satisfactorily, its cost is penalized by the complexity of the EO q sensor he must ensure the automatic pursuit of the target image.

Les développements récents apportés aux mortiers d'artillerie ont permis d'accroître notablement leur portée de tir, laquelle pour un calibre de 120 mm peut dépasser 10 000m. Cette portée de tir peut encore être augmentée et atteindre plus de 15 000tn si le projectile est dôté d'un propulseur de croisière additionnel. Toutefois, à ces distances, la probabilité d'impact sur une cible demeure extrêment faible ; aussi le projectile doit -il comporter des moyens de guidage opérationnels sur la portion terminale de la trajectoire de tir.Recent developments in artillery mortars have made it possible to significantly increase their firing range, which for a caliber of 120 mm can exceed 10,000 m. This range can be further increased and reach more than 15,000tn if the projectile is equipped with an additional cruise thruster. However, at these distances, the probability of impact on a target remains extremely low; also the projectile must have operational guidance means on the terminal portion of the firing trajectory.

Le but que vise l'invention est de réduire le coût de construction d'un projectile à tir indirect de moyenne portée.The object of the invention is to reduce the cost of building a medium-range indirect fire projectile.

Pour atteindre ce but l'invention propose une nouvelle méthode d'acquisition d'une cible ponctuelle située au sol, par un projectile guidé muni d'un senseur électromagnétique, tel qu'un senseur radio-métrique ; le projectile étant sur la portion descendante de sa trajectoire, cette méthode d'acquisition comprend les opérations successives suivantes : - une opération de freinage de la vitesse de chute du projectile.To achieve this object, the invention proposes a new method of acquiring a point target located on the ground, by a guided projectile provided with an electromagnetic sensor, such as a radio-metric sensor; the projectile being on the descending portion of its trajectory, this acquisition method comprises the following successive operations: - an operation of braking the speed of fall of the projectile.

- une opération de recaiage des axes de référence du corps du projectile dans le plan vertical contenant la trajectoire.an operation of readjusting the reference axes of the body of the projectile in the vertical plane containing the trajectory.

- une opération de recherche d'une cible, sur la portion de terrain sous-jacente, consistant a imprimer à l'axe longitudinal du corps du projectile un mouvement de rotation conique avec une première vitesse angulaire de rotation (ßA) d'une part, et d'autre part au faisceau du senseur électromagnétique un mouvement de rotation conique autour de cet axe longitudinal X avec une seconde vitesse angulaire de rotation ( a) notablement supérieure à la première vitesse angulaire de rotation, et se terminant par la détection c'une cible.- an operation to search for a target, on the underlying portion of ground, consisting in imparting to the longitudinal axis of the projectile body a conical rotation movement with a first angular speed of rotation (ßA) on the one hand , and on the other hand to the beam of the electromagnetic sensor a conical rotation movement around this longitudinal axis X with a second angular speed of rotation (a) significantly greater than the first angular speed of rotation, and ending with the detection c ' a target.

- une opération de guidage et pilotage sur la cible détectée pendant laquelle s'effectue en premier lieu le ralliement d'un faisceau du senseur dans la direction de la cible détectée, et en deuxième lieu, une phase de poursuite automatique de la cible et de pilotage du projectile sur la cible par une trajectoire de collision.a guidance and piloting operation on the detected target during which the rallying of a beam of the sensor takes place in the first direction in the direction of the detected target, and in the second place, a phase of automatic tracking of the target and of piloting of the projectile on the target by a collision trajectory.

Il s'ensuit que le projectile tournoie sur sa trajectoire de descente. Ce mouvement de tournoiement combiné avec le balayage conique du faisceau du senseur électromagnétique permet d'explorer totalement une portion sous-jacente du terrain, pour chacune .des révolutions de l'axe longitudinal X du projectile.It follows that the projectile rotates on its descent trajectory. This spinning movement combined with the conical scanning of the electromagnetic sensor beam makes it possible to fully explore an underlying portion of the terrain, for each of the revolutions of the longitudinal axis X of the projectile.

Un projectile guidé opérant selon la méthode d'acquisition de l'invention comprend un senseur électromagnétique, tel qu'un senseur radiométrique, qui comporte des moyens permettant d'imprimer à son faisceau un mouvement de rotation conique autour de l'axe X du projectile ; deux impulseurs à jets de gaz : permettant de varier l'attitude du corps du projectile autour de ses axes de référence X, Y et 2 ; et trois gyromètres disposés selon ces axes de référence afin de contrôler les mouvements de déplacement du corps du projectile.A guided projectile operating according to the acquisition method of the invention comprises an electromagnetic sensor, such as a radiometric sensor, which comprises means making it possible to impart to its beam a conical rotation movement around the X axis of the projectile ; two gas jet impellers: allowing the attitude of the projectile body to vary around its reference axes X, Y and 2; and three gyros arranged along these reference axes in order to control the movements of movement of the body of the projectile.

- L'invention sera mieux comprise à la lecture de la description détaillée qui va suivre d'un mode de réalisation, faîte en regard de dessins annexés, dans lesquels : - la figure 1 montre le projectile guidé dans sa configuration de vol sur la portion ascendante ce sa trajectoire de tir.- The invention will be better understood on reading the detailed description which follows of an embodiment, taken with reference to the appended drawings, in which: - Figure 1 shows the guided projectile in its flight configuration on the portion upward this its firing trajectory.

- la figure 2 est une vue en coupe longitudinale au projectile qui montre les différentes sections eu corps du projectile.- Figure 2 is a longitudinal sectional view of the projectile which shows the different sections of the projectile body.

- la figure 3 représente une forme de réalisation de l'antenne du senseur radiométrique.- Figure 3 shows an embodiment of the antenna of the radiometric sensor.

- la figure k est un schéma mécanique des éléments pneumatiques de l'impulseur permettant d'orienter l'axe longitudina- du projectile par rapport au vecteur vitesse.FIG. k is a mechanical diagram of the pneumatic elements of the impeller making it possible to orient the longitudinal axis of the projectile relative to the velocity vector.

- ia figure 5 est un schéma mécanique des éléments pneuma-tiaues de l'impuiseur oermettant s'imprimer un mouvement de rotation du projectile autour de son axe longitudinal.- ia Figure 5 is a mechanical diagram of the pneuma-tiaues elements of the impeller allowing to print a rotational movement of the projectile around its longitudinal axis.

- la figure 6 est schéma mécanique de l'impuiseur permettant de Diioter le Drojectile sur la trajectoire de collision.- Figure 6 is a mechanical diagram of the impeller to Diioter the Drojectile on the collision path.

- la figure 7 montre l'arrangement des transducteurs gyromé-triques dans le projectile.- Figure 7 shows the arrangement of the gyrometric-transducers in the projectile.

- la figure 8 montre la trajectoire sol-sol typique du projectile guidé.- Figure 8 shows the typical ground-to-ground trajectory of the guided projectile.

- la figure 9 illustre le rabattement de la trajectoire du projectile sur la verticale.- Figure 9 illustrates the drawdown of the trajectory of the projectile on the vertical.

- la figure 10 représente les paramètres de la trajectoire du projectile par rapport au plan vertical.- Figure 10 shows the parameters of the trajectory of the projectile relative to the vertical plane.

- la figure 11 est un bloc diagramme qui illustre le fonctionnement du projectile pendant les phases de recalage des axes de référence du corps du projectile.- Figure 11 is a block diagram which illustrates the operation of the projectile during the readjustment phases of the reference axes of the body of the projectile.

- la figure 12 est un diagramme qui illustre le balayage du sol par le faisceau du senseur radiométrique.- Figure 12 is a diagram which illustrates the scanning of the ground by the beam of the radiometric sensor.

- la figure 13 est un diagramme qui illustre le ralliement de l’axe longitudinal du projectile sur la direction de la cible.- Figure 13 is a diagram which illustrates the rallying of the longitudinal axis of the projectile in the direction of the target.

- la figure 1^ est un diagramme vectoriel des composantes de rotation du corps du projectile.- Figure 1 ^ is a vector diagram of the rotation components of the projectile body.

- la figure 15 est un bloc diagramme qui illustre Je fonctionnement du projectile pendant la phase de poursuite et de guidage sur la cible.- Figure 15 is a block diagram which illustrates the operation of the projectile during the tracking and guidance phase on the target.

- la figure 16 est un diagramme vectoriel des composantes de rotation de la ligne de visée.- Figure 16 is a vector diagram of the components of rotation of the line of sight.

- la figure 17 représente la structure des moyens permettant d'élaborer le signal de guidage du projectile sur la trajectoire de collision.- Figure 17 shows the structure of the means for developing the guide signal of the projectile on the collision path.

- la figure 1S est un schéma synoptique des moyens de commutation des signaux c'entrée des circuits de commande des impulseurs du projectile.- Figure 1S is a block diagram of the switching means of the input signals of the impeller control circuits of the projectile.

- la figure 19 illustre la trajectoire de collision du projectile.- Figure 19 illustrates the collision trajectory of the projectile.

- la figure 20a représente un mode de construction des valves d'ouverture-fermeture des tuyères de i'imDuiseur d'orientation du corps du projectile.- Figure 20a shows a mode of construction of the opening-closing valves of the nozzles of the imDuiseur for orienting the body of the projectile.

- la figure 20b est une vue en coupe transversale de l'impuiseur d'orientation du corps du projectile.- Figure 20b is a cross-sectional view of the orientation impeller of the projectile body.

- la figure 21a représente un mode de construction des valves d'ouverture-fermeture des tuyères de l'impuiseur de rotation du corps du projectile.- Figure 21a shows a method of construction of the opening-closing valves of the nozzles of the rotational impeller of the projectile body.

- la figure 21b selon une vue en coupe montre les détails de réalisation d'une valve d'ouverture-fermeture des tuyères de l'impuiseur de rotation du corps du projectile.- Figure 21b in a sectional view shows the details of an opening-closing valve of the nozzles of the rotational impeller of the projectile body.

- la figure 21c est une vue en coupe transversale de l'impuiseur de rotation du corps du projectile.- Figure 21c is a cross-sectional view of the rotational impeller of the projectile body.

Les véhicules terrestres de par leurs caractéristiques particulières : matériaux de construction, système de motorisation, silhouette, peuvent être différenciés de leur environnement. Notamment, leur rayonnement électromagnétique (E.M) peut être détecté, et ce rayonnement E.M constitue une source d'information qui peut être exploitée pour guider le projectile sur ce type de cibles. Des techniques de détection passive, sont connues depuis longtemps, dans les bandes infra-rouge (I.R) et les fréquences radioélectriques, situées dans les bandes de fréquence 35-150Ghz. L'absence de signal d'émission confère un avantage certain aux techniques de détection passive, puisque l'idendification d'un senseur radiométrique est pratiquement impossible. Parmi les autres avantages, en plus des performances de résolution angulaire lorsque le diamètre de l'antenne est limité, on peut citer : une consommation d'énergie faible et des dimensions réduites. De plus, il n'existe pas d'interférences ces senseurs entre eux et la sensibilité des senseurs raciométriques (33- 150Gnz) est très faiblement affectée par les conditions atmosphériques. Les fondements de ia radiométrie sont exDosés dans de nombreux ouvrages techniques er l'on pourra consulter notamment le livre de M.I. SKOLNIK intitulé "Radar Handbook" Chapitre 39 -édité par Mc GRAW Hill 1970. Dans la description qui va suivre d'un mode de réalisation particulière du projectile guidé.on considère, à titre d'exemple, un senseur radiométrique ooérant dans la bande des 100MHz.Land vehicles by their particular characteristics: construction materials, motorization system, silhouette, can be differentiated from their environment. In particular, their electromagnetic radiation (E.M.) can be detected, and this E.M. radiation constitutes a source of information which can be exploited to guide the projectile on this type of targets. Passive detection techniques have long been known in the infrared (I.R) bands and radio frequencies, located in the 35-150Ghz frequency bands. The absence of a transmission signal gives a definite advantage to passive detection techniques, since the identification of a radiometric sensor is practically impossible. Among the other advantages, in addition to the angular resolution performance when the antenna diameter is limited, one can cite: low energy consumption and reduced dimensions. In addition, there is no interference between these sensors and the sensitivity of the raciometric sensors (33-150Gnz) is very slightly affected by atmospheric conditions. The foundations of radiometry are exDosés in many technical works er one will be able to consult in particular the book of MI SKOLNIK entitled "Radar Handbook" Chapter 39 -edited by Mc GRAW Hill 1970. In the following description of a mode of particular realization of the guided projectile. Consider, for example, a radiometric sensor operating in the 100 MHz band.

La figure i montre le oroiectile guidé tel au'il se présente en configuration de vol sur la portion ascendante de sa trajectoire de tir. Dans la configuration de vol représentée ici, le projectile comprend deux éléments principaux : un premier élément qui constitue le projectile proprement dit et un second élément 2 ou élément auxiliaire, aui comporte des moyens de propulsion et des moyens de stabilisation de l'attitude du projectile sur sa trajectoire. Ces premier et second éléments sont séparables en vol par des moyens pyrotechniques commandés par un dispositif chronométrique situé dans le projectile.Figure i shows the guided target as it appears in flight configuration on the ascending portion of its firing trajectory. In the flight configuration shown here, the projectile comprises two main elements: a first element which constitutes the projectile itself and a second element 2 or auxiliary element, which comprises propulsion means and means for stabilizing the attitude of the projectile on its trajectory. These first and second elements can be separated in flight by pyrotechnic means controlled by a chronometric device located in the projectile.

Le projectile J_ de forme cylindrique et d'axe longitudinal X-X comprend un corps la qui comporte plusieurs sections, lesquelles seront décrites par la suite. Le corps du projectile est muni à l'avant d'une coiffe aérodynamique 3 éjectable en vol et à l'arrière d'un compartiment lb de rangement d'un parachute de freinage '4. Ce parachute de freinage peut être déployé après que les deux éléments du projectile aient été séparés sur la trajectoire. L'élément auxiliaire 2, oui consitue le propulseur de croisière comprend un générateur de gaz 5, lequel est couplé à une tuyère 6 afin de créer une force de poussée Fx destinée à accroître la portée de tir du projectile. La partie arrière du propulseur est muni d'un empennage 7 qui confère une stabilité aérodynamique à l'ensemble des deux éléments J_ et 2.The projectile J_ of cylindrical shape and longitudinal axis X-X comprises a body la which has several sections, which will be described later. The body of the projectile is provided at the front with an aerodynamic cap 3 ejectable in flight and at the rear with a compartment 1b for storing a braking parachute '4. This braking parachute can be deployed after the two projectile elements have been separated on the trajectory. The auxiliary element 2, yes constitutes the cruise thruster comprises a gas generator 5, which is coupled to a nozzle 6 in order to create a thrust force Fx intended to increase the range of the projectile. The rear part of the thruster is provided with a tail unit 7 which gives aerodynamic stability to the assembly of the two elements J_ and 2.

La figure 2 est une vue en coupe longitudinal du projectile guidé qui montre une forme d'agencement des différentes sections du corps au projectile. .Sur cette figure la coiffe aérodynamiaue qui est un élément optionnel n'est pas représentée et le parachute de freinage 4 est montrée en configuration déployée. Le projectile comprend essentiellement les sections suivantes : - une section de guidage 10 qui renferme un senseur sensible aux rayonnements des cibles et qui se termine oar un radome S : une section des circuits électroniques 20 de DÜotage : une section 30 des capteurs gvrométriques dont la fonction est de mesurer les mouvements ce rotation du coros du orojectile : une section 40 qui comprend un impuiseur a jets ce gaz. lesquel permet de faire varier l'attitude du corps eu projectile : une section 50 qui comprend un impuiseur qui fournit un jet de gaz qui crée une force de poussée latérale, dont le point d'application coïncide avec le centre de gravité C.G du projectile : une section 60 qui comprend un impuiseur à jets de gaz permettant d'imprimer au corps de projectile un mouvement de rotation autour de son axe longitudinal X-X' ; la section 70 qui renferme la charge militaire du projectile, et enfin la section 80 qui constitue le compartiment de rangement du parachute de freinage 4.Figure 2 is a longitudinal sectional view of the guided projectile which shows a form of arrangement of the different sections of the body to the projectile. .In this figure the aerodynamic cap which is an optional element is not shown and the braking parachute 4 is shown in the deployed configuration. The projectile essentially comprises the following sections: - a guide section 10 which contains a sensor sensitive to the radiation of the targets and which ends with a radome S: a section of the electronic circuits 20 of DOTotage: a section 30 of the gvrometric sensors whose function is to measure the movements of this rotation of the coros of the orojectile: a section 40 which includes an impeller with jets of this gas. which allows to vary the attitude of the body or projectile: a section 50 which includes an impeller which provides a jet of gas which creates a lateral thrust force, the point of application of which coincides with the center of gravity CG of the projectile: a section 60 which comprises a gas jet impeller making it possible to impart a rotational movement to the projectile body about its longitudinal axis XX '; section 70 which contains the military charge of the projectile, and finally section 80 which constitutes the storage compartment for the braking parachute 4.

La section de guidage 10 comprend le senseur de guidage tel qu'un senseur radiométrique comprenant une antenne fixe 11, des composants microondes 12, des moyens 13 destinés à déplacer la direction du faisceau électromagnétique, et enfin les circuits électromagnétiques 14 du récepteur et des moyens de traitement des signaux de sortie de ce récepteur. La section 20 renferme les circuits de servitude des signaux électriques délivrés par le senseur radiométrique et les capteurs gyrométriaues disposés dans la section 30 ; ces circuits de traitement délivrent des signaux de commande des jets de gaz fournis par les trois impulseurs de pilotage 40-60 qui seront décrits en détail ultérieurement. La section 70 renferme la charge militaire du type à charge creuse laquelle est particulièrement efficace pour perforer les blindages de protection des véhicules. Etant donné, que la charge creuse est située a l'arrière du projectile, un canal axial ou "tube ce feu" 7! est ménagé à travers les sections 20 à 60 et les circuits électroniques 14, et débouché à l'arrière des composants rnicroonces lesauels ne présentent qu'un faible obstacle au passage du jet ce métal comme décrit dans la demande ce brevet européenne ΞΡ \o 33/ 400 675.1 déposée le 31 mars 1933 . Le parachute ce freinage 4 est rendu solidaire du fond du comoartiment de rangement 30 par une liaison mécanique SIThe guide section 10 comprises the guide sensor such as a radiometric sensor comprising a fixed antenna 11, microwave components 12, means 13 intended to move the direction of the electromagnetic beam, and finally the electromagnetic circuits 14 of the receiver and means for processing the output signals from this receiver. Section 20 contains the service circuits for the electrical signals delivered by the radiometric sensor and the gyrometric sensors arranged in section 30; these processing circuits deliver control signals for the gas jets supplied by the three piloting impellers 40-60 which will be described in detail later. Section 70 contains the military charge of the hollow charge type which is particularly effective for perforating the protective armor of vehicles. Given that the hollow charge is located at the rear of the projectile, an axial channel or "fire tube" 7! is formed through the sections 20 to 60 and the electronic circuits 14, and outlet at the rear of the rnicroonces components lesauels present only a slight obstacle to the passage of the jet this metal as described in the application for this European patent / 400 675.1 deposited on March 31, 1933. The braking parachute 4 is made integral with the bottom of the storage compartment 30 by a mechanical connection SI

destructible ces cue ia vitesse de chute du projectile a atteint une valeur prédéterminée. En outre, ia paroi latérale du compartiment de rangement 80 du parachute ce freinage est équipé d'un jeu d'ailettes déployables 9 aui sont articulées sur des axes représentés en traits pointillés sur la figure.destructible these cue ia speed of fall of the projectile has reached a predetermined value. In addition, the side wall of the storage compartment 80 of the parachute, this braking is equipped with a set of deployable fins 9 which are articulated on axes represented by dotted lines in the figure.

Le projectile sur la portion descendante de sa trajectoire de tir et consécutivement à ropération de freinage de sa vitesse de chute, au cours de laquelle le parachute de freinage 4 a été largué et le jeu d'ailettes 9 a été déployé, opère selon trois modes de fonctionnement : un mode de recherche d'une cible au sol permettant de détecter l'image de celle-ci, un mode d'acquisition de l'image de la cible détectée dans le but d'orienter l'axe du projectile sensiblement sur la direction de la cible et un mode 'de guidage au cours duquel l'axe longitudinal du projectile est maintenu en poursuite sur la cible et le vecteur vitesse du projectile est dirigé vers le point de collision ou point d'impact sur la cible.The projectile on the descending portion of its firing trajectory and following the braking operation of its falling speed, during which the braking parachute 4 was released and the set of fins 9 was deployed, operates in three modes operating mode: a mode of searching for a target on the ground making it possible to detect the image thereof, a mode of acquiring the image of the target detected with the aim of orienting the axis of the projectile substantially on the direction of the target and a guidance mode during which the longitudinal axis of the projectile is maintained in pursuit of the target and the velocity vector of the projectile is directed towards the point of collision or point of impact on the target.

La figure 3 se rapporte au senseur radiométrique situé dans la section 10 du projectile, et sous une forme schématique, elle représente un mode de réalisation du système d'antenne. L'antenne JJ_ du type "Cassegrain" comprend un guide d'onde d'alimentation 110 fixe qui est aligné selon l'axe longitudinal X-X' du projectile. Ce guide d'onde est situé en regard d'un sous-réflecteur 111 également fixe et disposé perpendiculairement à l'axe X-X'. Un réflecteur mobile 112, ayant deux degrés de liberté est monté sur un palier 113. Ce réflecteur peut occuper deux inclinaisons ß j et ß -, par rapport à un pian de référence P perpendiculaire à l'axe X-X'. De plus, le réflecteur de l'antenne est animé d'une vitesse angulaire d'auto-rotation 8 ^ autour de l'axe X-X. Λ l'inclinaison h j du réflecteur 112 correspondent les modes Doursuite et acquisition de la cible, tandis au'a l'inclinaison de ce réflecteur correspond le mode recherche de la cible. De cette configuration d'antenne, il en résulte aue la direction de visée de l'antenne décrit un cône de demi-angle au sommet a égal a deux fois l'angle d'inclinaison £ du réflecteur de l'antenne. Le guide d'onde d'alimentation 110 de l'antenne est connecté aux circuits microondes 12 du réceoteur du senseur radio-métrique. Ces circuits microondes délivrent un signal électrique S; représentatif du niveau ce l'énergie électromagnétique captée par l'antenne. Le faisceau d'antenne antenne est défini par l'angle solide fi F de son diagramme, et cet angle Ω F est donné par les relations connues suivantes :FIG. 3 relates to the radiometric sensor located in section 10 of the projectile, and in schematic form, it represents an embodiment of the antenna system. The JJ_ antenna of the "Cassegrain" type comprises a fixed supply wave guide 110 which is aligned along the longitudinal axis XX 'of the projectile. This waveguide is located opposite a sub-reflector 111 which is also fixed and arranged perpendicular to the axis XX ′. A movable reflector 112, having two degrees of freedom, is mounted on a bearing 113. This reflector can occupy two inclinations ß j and ß -, with respect to a plane of reference P perpendicular to the axis XX ′. In addition, the antenna reflector has an angular self-rotating speed 8 ^ around the axis X-X. Λ the inclination h j of the reflector 112 correspond to the tracking and acquisition modes of the target, while to the inclination of this reflector corresponds the search mode of the target. From this antenna configuration, the result is that the direction of sight of the antenna describes a cone of half-angle at the apex equal to twice the angle of inclination £ of the antenna reflector. The feed waveguide 110 of the antenna is connected to the microwave circuits 12 of the radiometric sensor receiver. These microwave circuits deliver an electrical signal S; representative of the level of the electromagnetic energy captured by the antenna. The antenna beam antenna is defined by the solid angle fi F of its diagram, and this angle Ω F is given by the following known relations:

dans lesquelles : - λ est la longueur d'onde de fonctionnement du senseur radiométrique.in which: - λ is the operating wavelength of the radiometric sensor.

- A la surface d'antenne effective.- On the effective antenna surface.

e - G le gain radioélectriaue de l'antenne.e - G the radio gain of the antenna.

a °a °

Le diamètre de l'antenne est sensiblement égal ou inférieur au diamètre du corps du projectile. L'ouverture angulaire Θ ^ du faisceau d'antenne est donnée par la relation approchée suivante :The antenna diameter is substantially equal to or less than the diameter of the body of the projectile. The angular aperture Θ ^ of the antenna beam is given by the following approximate relation:

Les moyens électromécaniques j_3 permettant de déplacer la direction de visée de l'antenne comprennent un dispositif 130 incluant un moyen d'inclinaison et un moyen de rotation qui sont activés par des signaux électriques de commande Dç. Ce dispositif de déplacement du réflecteur de l'antenne est physiquement couplé à un transducteur 131 lequel délivre des signaux de référence Sp qui sont représentatifs de la position angulaire instantanée d'autorotation du réflecteur de l'antenne. La vitesse angulaire u. , d'auto-rotation du réflecteur de l’antenne peut par exemDle se situer aux environs de 60 ~ rad. s”^. Cette forme de réalisation de l'antenne du senseur radiométrique n'est donnée ou'à titre illustratif, mais les autres solutions connues telles aue les antennes lenticulaires, pourraient être mises en oeuvre.The electromechanical means j_3 making it possible to move the direction of sight of the antenna comprise a device 130 including a tilting means and a rotation means which are activated by electrical control signals Dç. This device for moving the antenna reflector is physically coupled to a transducer 131 which delivers reference signals Sp which are representative of the instantaneous angular position of autorotation of the antenna reflector. The angular speed u. , auto-rotation of the antenna reflector can for example be around 60 ~ rad. s ”^. This embodiment of the radiometric sensor antenna is not given for illustrative purposes, but other known solutions such as lenticular antennas could be used.

La figure 4 est un schéma mécanique de l'impulseur à jets de gaz 40 permettant d'orienter l'axe longitudinal X-X' du corps du projectile par rapport au vecteur vitesse V de celui-ci. Cet impulseur comporte quatre tuyères T,-T^ qui sont disposées par paires T., T, et T_. T,, lesauelles paires sont resDectivement dirigées suivant les axes Y et Z du trièdre de référence XYZ du projectile. Chacune des quatres tuyères inclut une valve 41-44. Des liaisons mécaniques indépendantes 45 et 46 permettent d'accoupler respectivement les valves opposées 41,43 et 42,44 dans le but de contrôler le rapport cyclique de fermeture de chacune des paires de tuyères et par voie de conséquence de faire varier la direction et la grandeur des forces de poussée latérales Fy et F7. Les déplacements alternatifs des liaisons mécaniques 45 et 46 sont commandées par des servo-valves, non représentées, qui seront décrites ultérieurement. Si l'on considère, par exemple, que le mouvement alternatif d'une paire de valves correspond à un rapport cyclique d'ouverture-fermeture égal pour chacune des tuyères, la force de poussée résultante est nulle. Cette force de poussée peut être variée entre deux valeurs extrêmes de signes opposés en modifiant le rapport cyclique d'ouverture-fermeture des tuyères.FIG. 4 is a mechanical diagram of the gas jet impeller 40 making it possible to orient the longitudinal axis XX ′ of the body of the projectile relative to the velocity vector V of the latter. This impeller has four nozzles T, -T ^ which are arranged in pairs T., T, and T_. T ,, the even pairs are respectively directed along the axes Y and Z of the reference trihedron XYZ of the projectile. Each of the four nozzles includes a valve 41-44. Independent mechanical connections 45 and 46 make it possible to couple the opposite valves 41, 43 and 42, 44 respectively in order to control the closing cyclic ratio of each of the pairs of nozzles and consequently to vary the direction and the magnitude of the lateral thrust forces Fy and F7. The alternative movements of the mechanical connections 45 and 46 are controlled by servo-valves, not shown, which will be described later. If we consider, for example, that the reciprocating movement of a pair of valves corresponds to an equal opening-closing duty cycle for each of the nozzles, the resulting thrust force is zero. This thrust force can be varied between two extreme values of opposite signs by modifying the cyclic opening-closing ratio of the nozzles.

La figure 5 est un schéma mécanique de l'impulseur 60 permettant d'imprimer un mouvement de rotation du corps du projectile autour de son axe longitudinal X-X'. Cet impulseur comporte quatre tuyères qui sont associées par paires T^, et T^, Tg pour créer deux couples de forces opposées F^, et F'j, F^ par rapport à l'axe longitudinal X-X' du corps du projectile. Dans chacune des tuyères directement opposées T^, Tg et T^, Tj sont disposées respectivement des valves 61 et 62 qui sont accouplées par une liaison mécanique 63. Cette liaison mécanique peut être animée d'un mouvement de balancement autour de l'axe longitudinale X.X' du projectile. Il en résulte que lorsque la paire de tuyères F -, est obturée, la Daire de tuvères ΊΥ.Το est ouverte et inversement. En ' ty ο modifiant le rapport cyclique de balancement de la liaison 63, la grandeur et le signe du couple de forces générés par l'impulseur peuvent être variés. La position angulaire de la liaison mécanique 63 des valves de commande d'ouverture-fermeture des tuyères est commandée par une électrovaive non représentée.FIG. 5 is a mechanical diagram of the impeller 60 making it possible to impart a rotational movement of the body of the projectile around its longitudinal axis XX ′. This impeller has four nozzles which are associated in pairs T ^, and T ^, Tg to create two pairs of opposite forces F ^, and F'j, F ^ relative to the longitudinal axis X-X 'of the body of the projectile. In each of the directly opposite nozzles T ^, Tg and T ^, Tj are arranged valves 61 and 62 respectively which are coupled by a mechanical connection 63. This mechanical connection can be rocked around the longitudinal axis XX 'of the projectile. It follows that when the pair of nozzles F -, is closed, the Daire of tuvers ΊΥ.Το is open and vice versa. By 'ty ο modifying the swing balance ratio of the link 63, the magnitude and the sign of the torque generated by the impeller can be varied. The angular position of the mechanical connection 63 of the opening-closing control valves of the nozzles is controlled by an electro-valve not shown.

La figure 6 est un schéma mécanique de l'impulseur 50 permettant de piloter le projectile sur le point de collision de la trajectoire de tir. Cet impulseur comporte une unique tuyère qui crée une force de poussée latérale Fç dont le point d'application coïncide avec le centre de gravité C.G du projectile. Cette force de poussée Fç est de grandeur et de direction constante et elle résulte de la mise à feu du générateur de gaz associé, lequel est constituée par un bloc du propergol solide qui est sensiblement centré en position sur le centre de gravité C.G du projectile.FIG. 6 is a mechanical diagram of the impeller 50 making it possible to pilot the projectile at the point of collision of the firing trajectory. This impeller has a single nozzle which creates a lateral thrust force Fc whose point of application coincides with the center of gravity C.G of the projectile. This thrust force Fc is of constant magnitude and direction and it results from the firing of the associated gas generator, which is constituted by a block of solid propellant which is substantially centered in position on the center of gravity C.G of the projectile.

La figure 7 montre l’arrangement des capteurs gyrométriques 30, tels que des gyromètres. Le gyromètre 31 fournit un signai de mesure P proportionnel à la vitesse de rotation du corps du projectile autour de son axe longitudinal X-X' et les deux autres gyromètres 32 et 33 fournissent respectivement des signaux de mesure Q et R proportionnels aux rotations du corps projectile autour des axes de référence Y et Z. Par la suite, les axes de référence X, Y et Σ du projectile seront respectivement appelés axes de roulis, de tangage et de lacet du projectile.Figure 7 shows the arrangement of gyrometric sensors 30, such as gyrometers. The gyrometer 31 provides a measurement signal P proportional to the speed of rotation of the projectile body about its longitudinal axis XX 'and the other two gyrometers 32 and 33 respectively provide measurement signals Q and R proportional to the rotations of the projectile body around reference axes Y and Z. Subsequently, the reference axes X, Y and Σ of the projectile will be respectively called the roll, pitch and yaw axes of the projectile.

Sur la base de ce qui vient d'être décrit, il est maintenant possible d'établir la trajectoire complète du projectile depuis son point de lancement jusqu'au point d'impact sur la cible. La figure 8 montre la trajectoire typique Spr du projectile guidé sol-sol qui est tiré contre une cible T. Cette cible T est animée d'une vitesse de déplacement de grandeur Vt, éventuellement nulle, et elle est localisée à une distance R^. du point de lancement figuré par un mortier ce lancement M. La trajectoire ce tir Spr peut être décomposée en cinq segments de longueurs inégales, auquels correspondent différents modes de fonctionnement du orojectiie guidé.On the basis of what has just been described, it is now possible to establish the complete trajectory of the projectile from its launch point to the point of impact on the target. FIG. 8 shows the typical trajectory Spr of the ground-ground guided projectile which is fired against a target T. This target T is driven by a displacement speed of magnitude Vt, possibly zero, and it is located at a distance R ^. from the launch point represented by a mortar, this launch M. The trajectory of this Spr shot can be broken down into five segments of unequal length, to which correspond different modes of operation of the guided orojectiie.

Le segment A c'e la trajectoire a pour origine le mortier de lancement M et il se situe en totalité sur la partie ascendante de la trajectoire et partiellement sur la partie descendante de la traiec- toire. Sur ce segment Λ l'empennage 7 disposé à l'arrière du propulseur de croisière 2 est déployé pour conférer une stabilité aérodvnamiaue à l'ensemble du projectile, et le propulseur 2 est mis à feu afin de maintenir la vitesse Vp du projectile et en conséquence d'accroître la portée de l'arme. Les quatre autres segments B-E de la trajectoire se situent sur la partie descendante de la trajectoire. Le segment B correspond à la phase de freinage de la vitesse de chute vers le sol du projectile. Le segment C correspond à la phase de recalage dans le plan de tir des axes de référence du corps du projectile et à la phase de recherche d'une cible au sol. Le segment D correspond à la phase d'acquisition de la cible par le senseur radiométrique et enfin la phase E correspond à la phase de guidage et de pilotage du projectile sur le point de collision I pour réaliser l'impact sur le dessus de la cible.The segment A, that is, the trajectory, originates from the launching mortar M and it is located entirely on the ascending part of the trajectory and partially on the descending part of the trajectory. On this segment Λ the tail unit 7 disposed at the rear of the cruising propellant 2 is deployed to impart aerodymal stability to the entire projectile, and the propellant 2 is ignited in order to maintain the speed Vp of the projectile and consequence of increasing the range of the weapon. The other four segments B-E of the trajectory are located on the descending part of the trajectory. Segment B corresponds to the braking phase of the speed of fall towards the ground of the projectile. Segment C corresponds to the registration phase in the firing plane of the reference axes of the projectile body and to the search phase for a target on the ground. The segment D corresponds to the phase of acquisition of the target by the radiometric sensor and finally the phase E corresponds to the phase of guidance and piloting of the projectile at the point of collision I to carry out the impact on the top of the target .

A l'origine du segment B de la trajectoire, le projectile est animé d'une vitesse de déplacement Vp relativement importante, par exemple de l'ordre de 200 m.s-’ et celle-ci doit être notablement réduite, par exemple, à une valeur d'environ 50 m.s”^ afin de permettre la recherche d'une cible sur le terrain. A cet effet : le propulseur de croisière 2 est séparé du corps 1 du projectile : le parachute de freinage 4 est déployé, la coiffe aérodynamique 3 est éjectée pour découvrir le senseur radiométrique situé dans l'ogive du projectile et enfin les ailettes 9 disposées sur le compartiment de rangement du parachute de freinage sont déployées.At the origin of segment B of the trajectory, the projectile is driven by a relatively high speed of movement Vp, for example of the order of 200 ms- 'and this must be notably reduced, for example, to a value of about 50 ms ”^ to allow the search for a target in the field. To this end: the cruising propellant 2 is separated from the body 1 of the projectile: the braking parachute 4 is deployed, the aerodynamic cap 3 is ejected to discover the radiometric sensor located in the warhead of the projectile and finally the fins 9 arranged on the braking parachute storage compartment are deployed.

La vitesse de déplacement V du projectile avant été suffi-The speed of movement V of the projectile before was sufficient

PP

samment ralentie, à l'origine du segment C de la trajectoire, le parachute de freinage k est largué. Du fait de l’effort de freinage important qui a été appliqué au projectile le long du segment B précédent, la direction du vecteur vitesse V du projectile, sous l'effet du chamo de gravité, s'est incliné rapidement, pour se rapprocher de la verticale, comme représenté sur la figure 9. Le vecteur vitesse \ du projectile est sensiblement dirigé sur l’axe longitudinal du corps du projectile. En l’absence de forces appliquées au projectile, autres que celle résultant de la pesanteur, la trajec- toire Spr du projectile se situe dans un plan vertical. L'orientation de l'axe de tangage Y et de l'axe de lacet Z du corps du projectile par rapport au plan vertical est indéterminée. Sur le segment C de la trajectoire dont l'origine correspond au point de largage du parachute de freinage 4, une première opération consiste à recaler les axes de référence Y et Z du projectile par rapport au plan vertical contenant la trajectoire du projectile. On dispose à bord du projectile des signaux de mesure Q et R correspondant respectivement aux composants de rotation du corps du projectile par rapport à ses axes de référence Y et Z. Ces signaux de mesure Q et R sont fournis respectivement par les transducteurs gyrométriques 32 et 33. Si l'on se réfère maintenant à la figure 10 qui montre le plan vertical P.V qui contient la trajectoire Spr du projectile, on voit que le vecteur rotation correspond au mouvement du rabattement de l'axe longitudinal X du projectile sur la verticale V est perpendiculaire au plan vertical P.V et que sa grandeur est définie par ses composantes Q et R suivant la relation :Significantly slowed down, at the origin of segment C of the trajectory, the braking parachute k is released. Due to the significant braking force which was applied to the projectile along the preceding segment B, the direction of the velocity vector V of the projectile, under the effect of the chamo of gravity, tilted rapidly, to approach the vertical, as shown in FIG. 9. The velocity vector \ of the projectile is substantially directed along the longitudinal axis of the body of the projectile. In the absence of forces applied to the projectile, other than that resulting from gravity, the trajectory Spr of the projectile lies in a vertical plane. The orientation of the pitch axis Y and the yaw axis Z of the projectile body with respect to the vertical plane is indeterminate. On segment C of the trajectory, the origin of which corresponds to the release point of the braking parachute 4, a first operation consists in resetting the reference axes Y and Z of the projectile relative to the vertical plane containing the trajectory of the projectile. There are measurement signals Q and R on board the projectile corresponding respectively to the components of rotation of the projectile body with respect to its reference axes Y and Z. These measurement signals Q and R are supplied respectively by the gyrometric transducers 32 and 33. If we now refer to FIG. 10 which shows the vertical plane PV which contains the trajectory Spr of the projectile, we see that the rotation vector corresponds to the movement of the drawdown of the longitudinal axis X of the projectile on the vertical V is perpendicular to the vertical plane PV and that its magnitude is defined by its components Q and R according to the relation:

L'angle O entre l'axe de référence Y, ou angle de tangage, du § ___ projectile et la direction du vecteur rotation » ù situé sur la droiteThe angle O between the reference axis Y, or pitch angle, of the projectile § ___ and the direction of the rotation vector "ù located on the right

OO

horizontale H perpendiculaire auhorizontal H perpendicular to

plan P.V, est donné par la relation : A l'instant du largage du parachute de freinage la valeur de l'angle Φσ, obtenue à partir de la relation précédente, est mémorisée ° et l'impulseur de roulis 60 ayant été mis à feu, l'ouverture des tuyères est contrôlée pour amener l'axe de référence Y du projectile à être perpendiculaire au pian vertical PV précédemment défini. Ce recalage des axes de référence Y et Z est obtenu par une rotation en roulis de la grandeur (£σ.plane PV, is given by the relation: At the instant of the release of the braking parachute the value of the angle Φσ, obtained from the previous relation, is memorized ° and the roll impeller 60 having been fired , the opening of the nozzles is controlled to bring the reference axis Y of the projectile to be perpendicular to the vertical plane PV previously defined. This registration of the reference axes Y and Z is obtained by a roll rotation of the quantity (£ σ.

OO

La figure 11 est un bloc diagramme qui représente les moyens de contrôle d'attitude du projectile qui comoortent, comme indiqué précédemment : l'impulseur de roulis 60 ayant les tuyères correspondantes T^-Tg, et l'impulseur de tangage/iacet 40 ayant la paire de tuyères T,, T, lesquelles sont orientées suivant l'axe de référence Y et la oaire ce tuvères T-,, T,, lesquelles sont orientées suivant l'axe de référence Z du projectile. Le signal de mesure P délivré par le gvromètre 31 fournit une mesure de la vitesse de rotation s du corps gu projectile autour de son axe longitudinal X. Ce signal de mesure est aDpliaué à un intégrateur 25a qui fournit l'angle de roulis o. Les grandeurs de l'angle de roulis mémorisé Φ etFIG. 11 is a block diagram which represents the means for controlling the attitude of the projectile which, as indicated above, comoort: the roll impeller 60 having the corresponding nozzles T ^ -Tg, and the pitch impeller / iacet 40 having the pair of nozzles T ,, T, which are oriented along the reference axis Y and the oaire this Tuvers T- ,, T ,, which are oriented along the reference axis Z of the projectile. The measurement signal P delivered by the gvrometer 31 provides a measurement of the speed of rotation s of the projectile body around its longitudinal axis X. This measurement signal is applied to an integrator 25a which provides the roll angle o. The magnitudes of the stored roll angle Φ and

OO

de l'angle de roulis actuel o sont comparées dans l'élément comparateur 26a et le signal d'écart Δο correspondant est appliqué à un amplificateur 27a.of the current roll angle o are compared in the comparator element 26a and the corresponding deviation signal Δο is applied to an amplifier 27a.

Le signal d'écart Δο amplifié est fourni à l'entrée d'un circuit de boucle dans lequel l'élément 21a est l'élément comparateur dont la seconde entrée est connectée au gyromètre 31 de roulis. Le signal de sortie du comparateur 21a est appliqué à l'entrée d'un amplificateur d'erreur 22a, lequel est connecté au modulateur 23a du rapport cyclique d'ouverture des valves de contrôle du débit relatif de gaz des tuyères T^-T^ de l'impulseur de roulis 60. Cet impulseur de roulis comporte une entrée de signal qui reçoit un signal de mise à feu S.F. L'impulseur de roulis crée un couple de roulis Cp qui compte-tenu de l'inertie Ix du corps du projectile et du temps d'application de la force de poussée F produit une vitesse de roulis Φ. Cette vitesse de roulis φ mesurée par le gyromètre 31 est appliquée, d'une part, à l'entrée de l'intégrateur 25a, et d'autre part, au comparateur 21a. Un détecteur de zéro 28a détecte l'instant auquel la condition c g = o est satisfaite et actionne un relais K_, pour interrompre l’opération de recaiage des axes de référence Y et Z du projectile. Durant cette phase de recalage les entrées de consigne des moyens de contrôle en tangage et en lacet du corps du projectile sont à un potentiel nui. 1! en résulte que les forces de poussée F^ et F^ correspondantes sont également nulles.The amplified deviation signal Δο is supplied to the input of a loop circuit in which the element 21a is the comparator element, the second input of which is connected to the roll gyrometer 31. The output signal of the comparator 21a is applied to the input of an error amplifier 22a, which is connected to the modulator 23a of the cyclic opening ratio of the valves controlling the relative gas flow of the nozzles T ^ -T ^ of the roll impeller 60. This roll impeller has a signal input which receives a firing signal SF The roll impeller creates a roll torque Cp which, taking into account the inertia Ix of the projectile body and the time of application of the pushing force F produces a rolling speed Φ. This roll speed φ measured by the gyrometer 31 is applied, on the one hand, to the input of the integrator 25a, and on the other hand, to the comparator 21a. A zero detector 28a detects the instant at which the condition c g = o is satisfied and actuates a relay K_, to interrupt the resetting operation of the reference axes Y and Z of the projectile. During this readjustment phase, the setpoint inputs of the pitch and yaw control means of the projectile body are at a harmful potential. 1! it follows that the corresponding thrust forces F ^ and F ^ are also zero.

A la fin de l'ooération ce recalage, le relais K7 est basculé de la position (1) a la position (2) et il est maintenu verrouillé. Alors peut débuter l'ooération ce recherche d'une cible au sol. Sur les entrées du relais K7 identifiées par la référence numérique 2 sont appliquées respectivement des signaux de consignes P et R^ avec la valeur de égale à zéro. Il s'en suit un mouvement du corps du projectile défini oar le vecteur rotation il, tel oue : -¾ r", -, -* 5 = Pa - Ra comme illustré sur la figure 12.At the end of the operation this adjustment, the relay K7 is switched from position (1) to position (2) and it is kept locked. Then can begin the operation this search for a target on the ground. On the inputs of relay K7 identified by the reference numeral 2, reference signals P and R ^ are applied respectively with the value equal to zero. It follows a movement of the body of the projectile defined oar the vector rotation il, such oue: -¾ r ", -, - * 5 = Pa - Ra as illustrated on figure 12.

L'axe porté par le vecteur rotation intercepte le sol au point A, tandis que i'axe longitudinal X du corps du projectile intercepte le soi au point 3. On rappelle que pendant la phase de 10 recherche de la cible, le faisceau d'antenne du senseur radiomé-trique est décalé de l'axe longitudinal X du projectile d'une quantité aCj et est ar>im^ d'une vitesse de rotation angulaire 00^ de l'ordre de 30 tours par seconde. II en résulte que le faisceau d'antenne décrit une circonférence de centre B et que cette circonférence tourne 15 autour du point A avec la vitesse angulaire de l'ordre d'un demi-tour par seconde. Le rayon "angulaire" oC^ du cercle de centre A est sensiblement égal à la valeur de l'angle oc 2 de balayage conique du faisceau d'antenne, cette condition est satisfaite par un réglage judicieux de la grandeur du signal de consigne P^.The axis carried by the rotation vector intercepts the ground at point A, while the longitudinal axis X of the body of the projectile intercepts the self at point 3. It is recalled that during the phase of searching for the target, the beam of antenna of the radiometric sensor is offset from the longitudinal axis X of the projectile by a quantity aCj and is ar> im ^ with an angular speed of rotation 00 ^ of the order of 30 revolutions per second. As a result, the antenna beam describes a circumference of center B and this circumference rotates around point A with the angular speed of the order of half a revolution per second. The "angular" radius oC ^ of the center circle A is substantially equal to the value of the angle con 2 of conical scanning of the antenna beam, this condition is satisfied by a judicious adjustment of the magnitude of the reference signal P ^ .

20 Lorsque la condition suivante : ! T o , ' “Ά dt = 2'nradians20 When the following condition:! T o, '“Ά dt = 2'nradians

cy o Acy o A

est satisfaite ie projectile a effectué une rotation complète et une -5 surface du soi de rayon "angulaire" égal à 2oc^ a été analysée par le faisceau d'antenne du senseur radiométrique.is satisfied ie the projectile has made a complete rotation and a surface of the self of radius "angular" equal to 2oc ^ has been analyzed by the beam of antenna of the radiometric sensor.

5i l'on admet que la vitesse de déplacement VD du projectile est de Î'orare de 50 m.s ^ et que la vitesse de rotation du point B, egaie a JL,, est d'environ un demi-tour par seconde, l'altitude du -u proiectile a été réduite ce Δ H = 100 mètres durant une révolution comolète. 5i l'origine au segment C de la trajectoire se situe à une aititude de l'ordre ce 500 mètres, on remarquera que le projectile se trouve a une altitude minimale d'environ -00 métrés au moment d'aDoraer le segment D de la trajectoire lequel corresDond à la pnase de ralliement de l'axe longitudinal X du projectile sur la direction de la cible détectée pendant la phase de recherche.5 if we admit that the speed of movement VD of the projectile is 50 meters or so and that the speed of rotation of point B, eg at JL, is about half a turn per second, the altitude of the prouectile has been reduced this ΔH = 100 meters during a comolet revolution. 5i the origin at segment C of the trajectory is located at an altitude of the order of 500 meters, it will be noted that the projectile is at a minimum altitude of approximately -00 meters when dORing segment D of the trajectory which corresponds to the rallying plane of the longitudinal axis X of the projectile on the direction of the target detected during the search phase.

On considère maintenant la phase ce guidage et pilotage sur la cible au début de laquelle a lieu le ralliement du faisceau d'antenne dans la direction d'une cible détectée pendant la phase précédente. La figure 13 est un diagramme en coordonnées angulaires du balayage de l'antenne sur le sol. On rappelle que le point A correspond à l'intersection du vecteur rotation Λ avec le sol et que le point B correspond à l'intersection de l'axe longitudinal X du projectile avec le sol. Le faisceau d'antenne C du senseur radiomé-trique balaye la surface du sol avec une vitesse angulaire (a>, et sa position angulaire instantanée est definie par le vecteur BC, dont le module est égale à l'angle oc ^ et l'argument par l'angle cc^ ;A l'instant où l'image d'une cible est détectée par le senseur radiomé-trique la valeur ce , de l'angie oc est mémorisée et un ordre de pilotage est alors fourni au projectile de façon à ce que l'axe longitudinal X du projectile actuellement en B rallie la direction du ooint C. Pour ce faire un ordre de vitesse de ralliement est rv.We now consider the phase of this guidance and piloting on the target at the start of which the rallying of the antenna beam takes place in the direction of a target detected during the previous phase. FIG. 13 is a diagram in angular coordinates of the scanning of the antenna on the ground. Recall that point A corresponds to the intersection of the rotation vector Λ with the ground and that point B corresponds to the intersection of the longitudinal axis X of the projectile with the ground. The antenna beam C of the radiometric sensor scans the ground surface with an angular velocity (a>, and its instantaneous angular position is defined by the vector BC, whose modulus is equal to the angle oc ^ and l argument by angle cc ^; At the moment when the image of a target is detected by the radiometric sensor the value ce, of the angia oc is memorized and a piloting order is then supplied to the projectile of so that the longitudinal axis X of the projectile currently at B rallies the direction of the anoint C. To do this, a rally speed command is rv.

élaboré . Si l'on se référé maintenant à la figure 14 on voit que l'on a les relations suivantes : avec et,developed. If we now refer to Figure 14 we see that we have the following relationships: with and,

—^- ^

On rappelle que le module de BC est constant et indépendant de la direction de la cible sur le sol. Le temps de ralliement t^ est de l'ordre de 0.3 secondes, il s'ensuit que l'opération de ralliement une fois terminée, l'axe longitudinal X du proiectiie intercepte le sol sensiblement au point C où la cible a été détectée. Durant la période de ralliement t^ l'angle de décalage oc 7 du faisceau de l'antenne est ramenée à la valeur oc , pour permettre au senseur i ‘ radiométrique de mesurer l'erreur angulaire entre l'axe longitudinal X du projectile et la direction de la cible. L'angie ^ de dépointage de l'antenne correspond au balayage conique en poursuite automatique du faisceau électromagnétique du senseur radiométrique. Le senseur radiométrique fournit les composantes orthogonales £ y et £T de l'erreur angulaire de pointage £ ·Recall that the BC module is constant and independent of the direction of the target on the ground. The rallying time t ^ is of the order of 0.3 seconds, it follows that the rallying operation once completed, the longitudinal axis X of the projection intercepts the ground substantially at point C where the target has been detected. During the rallying period t ^ the angle of offset oc 7 of the antenna beam is reduced to the value oc, to allow the radiometric sensor to measure the angular error between the longitudinal axis X of the projectile and the target direction. The antenna deflection angle corresponds to conical scanning in automatic tracking of the electromagnetic beam of the radiometric sensor. The radiometric sensor provides the orthogonal components £ y and £ T of the pointing angular error £ ·

La figure 15 est un bloc diagramme qui illustre le fonctionnement du projectile pendant la phase de guidage et de pilotage après le ralliement du faisceau dans la direction de la cible, c'est-à-dire, la phase de poursuite automatique de la cible et de pilotage du projectile sur la trajectoire de collision. Durant cette phase de fonctionnement du projectile, l'impulseur 40 tangage/lacet est utilisé pour maintenir l'axe longitudinal X du projectile sur la cible et les impulseurs de roulis 60 et de pilotage 50 coopèrent pour maintenir le projectile sur la trajectoire de collision. L'opération de ralliement de l'axe longitudinal X du projectile sur la direction de la cible détectée au cours de la phase de recherche étant terminée, le faisceau du senseur radiométrique J_0 couvre la cible et à la sortie du récepteur 14 apparaît un signal de sortie So qui indique que la cible a été acquise. Le faisceau du senseur radiométrique est animé d'une vitesse d'autorotation üû ^ pour fournir un balayage conique d'ouverture angulaire ß l'erreur angulaire E entre la direction de l'axe longitudinal X du projectile et la direction de la cible est fournie par le récepteur 14 sous la forme de ses deux composantes orthogonales £γ et £ T, comme connu en soi. Ces deux composantes d'erreur angulaire sont utilisées pour maintenir l'axe longitudinal X du projectile sur la cible. A cet effet, les signaux d'erreur angulaire Y et 7 sont appliqués aux entrées de commande de l'impulseur 40 qui fournit des forces de poussée dirigées suivant les axes Y et Z du projectile et ainsi la vitesse de rotation ce la ligne de visée est mesurée par les gyromètres 32 et 33 correspondants.FIG. 15 is a block diagram which illustrates the operation of the projectile during the guidance and piloting phase after the rallying of the beam in the direction of the target, that is to say, the phase of automatic tracking of the target and piloting the projectile on the collision course. During this phase of operation of the projectile, the pitch / yaw impeller 40 is used to maintain the longitudinal axis X of the projectile on the target and the roll and piloting impellers 60 and cooperate to maintain the projectile on the collision course. The operation of joining the longitudinal axis X of the projectile to the direction of the target detected during the search phase having been completed, the beam of the radiometric sensor J_0 covers the target and at the output of the receiver 14 appears a signal of So output which indicates that the target has been acquired. The beam of the radiometric sensor is animated with an autorotation speed üû ^ to provide a conical scan of angular aperture ß the angular error E between the direction of the longitudinal axis X of the projectile and the direction of the target is provided by the receiver 14 in the form of its two orthogonal components £ γ and £ T, as known per se. These two components of angular error are used to maintain the longitudinal axis X of the projectile on the target. For this purpose, the angular error signals Y and 7 are applied to the control inputs of the impeller 40 which provides thrust forces directed along the axes Y and Z of the projectile and thus the speed of rotation that the line of sight is measured by the corresponding gyros 32 and 33.

Le fonctionnement des circuits de commande des moyens ae commande de l'impulseur 40 qui fournit les forces de poussée Ργ et F-, est le suivant : lorsque le signal de sortie 5^ du récepteur apparaît, un relais K, bascule de la position i à la Dosition 2 et les ± signaux d'erreur angulaire £. v et £-. sont appliqués recpectivement aux entrées des comparateurs de tension 21b et 21c décrits précédemment. Après une période de temps transitoire, nécessaire pour assurer le pointage de l'axe longitudinal X, les gyromètres correspondant 32 et 33. délivrent des signaux de sortie R et Q qui sont représentatifs de la vitesse de défilement de la ligne de visée et donc de la vitesse de déolacement de la cible poursuivie.The operation of the control circuits of the means for controlling the impeller 40 which supplies the thrust forces Ργ and F-, is as follows: when the output signal 5 ^ of the receiver appears, a relay K, switches from position i at Position 2 and the ± angular error signals £. v and £ -. are applied respectively to the inputs of the voltage comparators 21b and 21c described above. After a transient period of time, necessary to ensure the pointing of the longitudinal axis X, the corresponding gyros 32 and 33. deliver output signals R and Q which are representative of the running speed of the line of sight and therefore of the target's target speed.

L'orientation du vecteur vitesse V du projectile met en oeuvre après fermeture du relais qui passe de 2 à 1 : l'impulseur 60 de contrôle en rouiis du projectile et l'impulseur 50 qui fournit une force de poussée F„ constante appliquée au centre de gravité C.G du projectile pour assurer un guidage en spirale du projectile. Le signal de commande de pilotage £ ^ appliqué à l'entrée des circuits de commande de l'impulseur de roulis 60 est obtenu à partir des composantes Q et R de la vitesse de déplacement de la ligne de visée. Le signal d'entrée Z ^ est appliqué à l'entrée des circuits de commande de l'impulseur ce rouiis après un délai nécessité par la période transitoire de passage du mode acquisition de la cible et au mode poursuite automatique de la cible. A cet effet, le relais K^, commandé par le signal de présence Sq de la cible, est inséré en amont du contact 2 du relais Kj. Ce signal de présence Sq est également utilisé pour déclencher l'ignition de l'impulseur de pilotage 60.The orientation of the velocity vector V of the projectile implements after closing the relay which goes from 2 to 1: the impeller 60 for controlling the projectile's rouiis and the impeller 50 which provides a constant thrust force F „applied to the center CG gravity of the projectile to ensure a spiral guidance of the projectile. The piloting control signal £ ^ applied to the input of the control circuits of the roll impeller 60 is obtained from the components Q and R of the speed of movement of the line of sight. The input signal Z ^ is applied to the input of the control circuits of the impeller ce rouiis after a delay required by the transient period of transition from the acquisition mode of the target and the automatic tracking mode of the target. To this end, the relay K ^, controlled by the presence signal Sq of the target, is inserted upstream of contact 2 of the relay Kj. This presence signal Sq is also used to trigger the ignition of the piloting impeller 60.

On décrira maintenant les moyens permettant d'élaborer le signal d'entrée des circuits de commande de l'impulseur de roulis 60. La figure 16 est un diagramme vectoriel des composantes de rotation R et Q autour des axes de références Y et Z du projectile. On rappelle que lorsaue l'impulseur de pilotage 50 est mis à feu, l'éjection du flux ce gaz à travers la tuvere 7q produit une force de poussée F_ dirigée suivant l'axe de référence Z du projectile. Cette force de poussée F_ est constante et son point d'application U * coïncide avec le centre ce gravité C.G du projectile. L'accélération ç imprimée au centre ce gravité C.G du projectile est égaie au quotient de la force ce poussée F,- par la masse Mn du projectile et sa direction est opposée à celle de la tuyère TQ. De plus, on a la relation suivante :We will now describe the means for developing the input signal of the control circuits of the roll impeller 60. FIG. 16 is a vector diagram of the rotation components R and Q around the reference axes Y and Z of the projectile . It will be recalled that when the piloting impeller 50 is ignited, the ejection of the flow of this gas through the tube 7q produces a thrust force F_ directed along the reference axis Z of the projectile. This thrust force F_ is constant and its point of application U * coincides with the center of this gravity C.G of the projectile. The acceleration ç printed at the center of this gravity C.G of the projectile is equalized at the quotient of the force of this thrust F, - by the mass Mn of the projectile and its direction is opposite to that of the nozzle TQ. In addition, we have the following relation:

ou T) est le vecteur rotation de la ligne de visee et les deux composantes Q et R sont fournies respectivement par les gyrome-tres 32 et 33. Il est possible de mesurer l'angle η /<Tm du vecteur rotation ή de la ligne de visée et l'axe de référence Y du projectile en utilisant la relation ?where T) is the rotation vector of the line of sight and the two components Q and R are provided respectively by the gyros-tres 32 and 33. It is possible to measure the angle η / <Tm of the rotation vector ή of the line and the reference axis Y of the projectile using the relation?

On pourra noter, que le centre de poussée de la force de portance et le centre de gravité du projectile étant en coïncidence, la commande de l'orientation du vecteur vitesse Vp du projectile est désolidarisée de la commande d'orientation de l'axe longitudinal X du projectile.It will be noted, that the center of thrust of the lifting force and the center of gravity of the projectile being in coincidence, the control of the orientation of the velocity vector Vp of the projectile is dissociated from the control of orientation of the longitudinal axis X of the projectile.

La figure 17, sous une forme schématique montre la structure des moyens permettant le calcul des paramètres ή , öln et x décrites précédemment. Un opérateur de calcul 24, élabore la somme vectorielle des grandeurs Q et R pour fournir les grandeurs des paramètres Q et tTm. Le signal électrique représentatif de la vitesse de rotation 0 de la ligne de visée est appliquée à l'entrée d'un élément non linéaire 25 afin de calculer une grandeur cette grandeur (TV, et la grandeur <Tm fournie par l'élément de calcul 24 sont appliquées à un élément soustracteur 26 qui délivre le signal de commande £.^. On peut noter que lorsque la grandeur du paramètre est élevée, le projectile doit rallier la trajectoire de collision ; en consequent le vecteur accélération y g est perpendiculaire au vecteur rotation 0 de la ligne de visée, c'est à dire que la valeur du paramètre 0"m est nulle et celle du paramètre calculé rr est y —* ^ également nulle pour les valeurs élevées du paramètre Q. Lorsque la valeur du paramètre Γ) est faible le projectile suit sensiblement la trajectoire de collision ; l'évolution du projectile est alors également faible, et il s'ensuit que ia valeur du paramètre calculée est égale à 90° et que la force F ^ est dirigée sur le vecteur rotation 9 . Dès que y σ n'est plus perpendiculaire à r) il y a amorçage d'unFIG. 17, in a schematic form, shows the structure of the means allowing the calculation of the parameters ή, öln and x described above. A calculation operator 24, elaborates the vector sum of the quantities Q and R to supply the quantities of the parameters Q and tTm. The electrical signal representative of the speed of rotation 0 of the line of sight is applied to the input of a nonlinear element 25 in order to calculate a quantity this quantity (TV, and the quantity <Tm supplied by the calculation element 24 are applied to a subtractor element 26 which delivers the control signal £. ^. It can be noted that when the magnitude of the parameter is high, the projectile must join the collision trajectory; consequently the acceleration vector yg is perpendicular to the rotation vector 0 of the line of sight, that is to say that the value of the parameter 0 "m is zero and that of the calculated parameter rr is y - * ^ also zero for the high values of the parameter Q. When the value of the parameter Γ) is weak the projectile follows substantially the collision trajectory; the evolution of the projectile is then also weak, and it follows that the value of the calculated parameter is equal to 90 ° and that the force F ^ is directed on the rotation vector 9. As soon as y σ is no longer perpendicular to r) there is initiation of a

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mouvement circulaire qui est à l'origine de la trajectoire en spirale. Il faut également noter que la largeur des ailettes 9 du corps du projectile est très réduite. Ceci a pour but d'amener le centre de portance sur le centre de gravité du projectile de manière à satisfaire la condition d'indépendance du contrôle d'attitude du corps du projectile et de celui de l'orientation du vecteur vitesse de déplacement.circular movement which is at the origin of the spiral trajectory. It should also be noted that the width of the fins 9 of the body of the projectile is very reduced. The purpose of this is to bring the center of lift onto the center of gravity of the projectile so as to satisfy the condition of independence of the attitude control of the body of the projectile and that of the orientation of the displacement speed vector.

II est maintenant possible de décrire les moyens de commutation des signaux de commande qui sont fournis aux deux impul-seurs 40 et 60 de contrôle de l'attidude du corps du projectile. La figure 18 est un shéma synoptique des moyens de commutation des différents signaux de commande. Le relais f<2 dans sa position 1 correspond à l'opération de recaiage des axes de référence du projectile dans le plan vertical contenant la trajectoire de descente du projectile. Pendant, cette opération de recaiage, les signaux d'entrée des moyens de commande en tangage et en lacet du corps du projectile ont une valeur nulle, tandis que le signal d'entrée de commande en roulis du corps du projectile à une valeur <3a égale àIt is now possible to describe the switching means of the control signals which are supplied to the two impulse-s 40 and 60 for controlling the attitude of the body of the projectile. FIG. 18 is a block diagram of the means for switching the various control signals. The relay f <2 in its position 1 corresponds to the readjustment operation of the reference axes of the projectile in the vertical plane containing the trajectory of the projectile's descent. During this readjusting operation, the input signals of the pitch and yaw control means of the projectile body have a zero value, while the input control signal of the roll of the projectile body has a value <3a equal to

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l'angle de recalage mesuré à l'instant de largage du parachute de freinage. Le relais K2 dans sa position 2 correspond à l'opération de recherche d'une cible par le senseur radiométrique du projectile. Pendant cette opération de recherche, le signal d'entrée des moyens de commande en tangage a une valeur nulle, le signal d'entrée des moyens de commande en lacet a une valeur de consigne R^. Le basculement du relais de sa position 1 à sa position 2 s'effectue lorsque l'axe de référence Z du projectile est située dans le plan vertical traversé par la trajectoire de descente du projectile.the angle of readjustment measured at the time of release of the braking parachute. The relay K2 in its position 2 corresponds to the operation of search for a target by the radiometric sensor of the projectile. During this search operation, the input signal of the pitch control means has a zero value, the input signal of the yaw control means has a set value R ^. The relay switches from its position 1 to its position 2 when the reference axis Z of the projectile is located in the vertical plane traversed by the projectile's descent trajectory.

Le relais dans sa position 1 correspond à l'opération de recherche de la cible. Le relais dans sa position 2 correspond à l'opération de ralliement de l'axe longitudinal X du projectile dans la direction de la cible détectée lors de l'opération de recherche dans le but d'acquérir le signal rayonné par la cible. Pendant cette opération de ralliement le signal d'entrée des moyens de commande de tangage du corps du projectile a la valeur de consigne Q^, le signai d'entrée des moyens commande de lacet a la valeur de consigne R et le signai d'entrée du moyen de commande de roulis a une valeur nulle. Le basculement du relais K^ de sa position 1 a sa position 2 s'effectue lorsoue l'axe longitudinal X du projectile coïncide sensiblement avec la direction de la cible détectée pendant l'opération de recherche.The relay in position 1 corresponds to the target search operation. The relay in its position 2 corresponds to the operation of rallying the longitudinal axis X of the projectile in the direction of the target detected during the search operation in order to acquire the signal radiated by the target. During this rallying operation, the input signal of the pitching control means of the projectile body has the set value Q ^, the input signal of the yaw control means has the set value R and the input signal of the roll control means has a zero value. The relay K ^ switches from its position 1 to its position 2 when the longitudinal axis X of the projectile coincides substantially with the direction of the target detected during the search operation.

Le relais bascule de sa position 1 à sa position 2 lorsque la cible détectée a été acquise par le senseur radiométrique. Les signaux d'entrée des moyens de commande de l'attitude du corps du projectile sont des signaux d'erreur dont les valeurs ε ε γ et ε_ ont été indiquées précédemment. On peut rappeler également la présence du relais en amont du signal d'entrée ε X comme décrit antérieurement.The relay switches from its position 1 to its position 2 when the detected target has been acquired by the radiometric sensor. The input signals of the means for controlling the attitude of the projectile body are error signals whose values ε ε γ and ε_ have been indicated previously. We can also recall the presence of the relay upstream of the input signal ε X as described previously.

En résumé le contrôle de l’orientation du vecteur vitesse V du t PIn summary the control of the orientation of the speed vector V of t P

projectile est obtenu, indépendamment de celui de l'orientation du projectile, par l'application d'une force latérale au centre de gravité C.G du projectile pour en modifier la cinématique. Evoluer dans l'expace revient à pouvoir diriger convenablement cette forceProjectile is obtained, independently of that of the orientation of the projectile, by the application of a lateral force to the center of gravity C.G of the projectile to modify its kinematics. Evolving in space means being able to properly direct this force

Vj dans un plan sensiblement perpendiculaire au vecteur vitesse V . Le contrôle de l'orientation du vecteur vitesse V lié également au centre de gravité C.G est obtenu par le seul contrôle du pilotage en roulis du projectile. L'allure de la trajectoire de collision est illustrée sur la figure 19 pour deux valeurs tj et t? du temps. La trajectoire d'interception du projectile est une hélice convergente autour de la direction de collision Ι-Γ.Vj in a plane substantially perpendicular to the speed vector V. The control of the orientation of the speed vector V also linked to the center of gravity C.G is obtained by the sole control of the roll control of the projectile. The shape of the collision path is illustrated in FIG. 19 for two values tj and t? time. The interceptor trajectory of the projectile is a converging helix around the collision direction Ι-Γ.

Les figures 20 a et 20b représentent, à titre illustratif, une forme de construction de l'impulseur 40 permettant d'orienter l'axe longitudinal X-X' du projectile. La figure 20a se référé à la figure 4 et montre les détails de réalisation des organes d'ouverture-fermeture des tuyères T, et orientées selon la plan Y du projectile. L'n corps massif de révolution 40a porte les tuyères diamétralement opposées T, et et dans la partie axiale de ce corps est déposé le tube de feu 71 de la charge creuse 70. Un premier élément cylindrique mobile 41a libre de coulisser dans un alésage 41b. constitue la valve pneumatique 41 d'ouverture-fermeture de la tuyère T,. L'orifice d'entrée E, est couplé à un générateur de flux de gaz qui peut être fourni par la combustion d'un propergol solide. L'orifice d'entrée E', est relié à un des organes pneumatiques de commande de la position ce l'élément 41a. Les éléments de la valve pneumatique 43 sont identiques à ceux de la valve 41 qui vient d'être décrite. Les éléments cylindriques 41a et 43a sont mécaniquement reliés par un élément de liaison 45 qui est articulé sur une rotule 47 portée par le tube de feu 71. Lorsqu'une force de pression est appliquée à l'orifice d'entrée E'-,, l'élément cylindrique 43a obture la tuyère ; comme montré sur la figure tandis que. l'élément cylindrique 41a ouvre la tuyère opposée Tj, et réciproquement. Hans le plan Z de l'impulseur, la construction des éléments correspondants est identique et il suffit de noter que l'élément de liaison 46 est imbriqué dans l'élément de liaison 45 et est également en appui sur la rotule 47.Figures 20a and 20b show, by way of illustration, a form of construction of the impeller 40 making it possible to orient the longitudinal axis XX ′ of the projectile. Figure 20a refers to Figure 4 and shows the details of construction of the opening-closing members of the nozzles T, and oriented along the plane Y of the projectile. The solid body of revolution 40a carries the diametrically opposite nozzles T, and and in the axial part of this body is deposited the fire tube 71 of the hollow charge 70. A first movable cylindrical element 41a free to slide in a bore 41b . constitutes the pneumatic valve 41 for opening-closing the nozzle T,. The inlet E, is coupled to a gas flow generator which can be supplied by the combustion of a solid propellant. The inlet orifice E 'is connected to one of the pneumatic members for controlling the position of the element 41a. The elements of the pneumatic valve 43 are identical to those of the valve 41 which has just been described. The cylindrical elements 41a and 43a are mechanically connected by a connecting element 45 which is articulated on a ball joint 47 carried by the fire tube 71. When a pressure force is applied to the inlet orifice E'- ,, the cylindrical element 43a closes the nozzle; as shown in the figure while. the cylindrical element 41a opens the opposite nozzle Tj, and vice versa. In the plane Z of the impeller, the construction of the corresponding elements is identical and it suffices to note that the connecting element 46 is nested in the connecting element 45 and is also supported on the ball joint 47.

La figure 20b est une coupe transversale de l'impulseur 40 qui montre, à titre illustratif, une forme de construction des éléments pneumatiaues de commande des valves 41-44 d'ouverture-fermeture des tuyères Tj-T,,. A chacune des paires de tuyères Tj, et Tj, est associée une électrovalve 4Sa et 48b de construction classique. Ces électrovalves fontionnent a partir du générateur de gaz d'alimentation des tuyères et à cet effet, les conduits d'entrée des électrovalves comportent des filtres 49a et 49b.FIG. 20b is a cross section of the impeller 40 which shows, by way of illustration, a form of construction of the pneumatic elements for controlling the valves 41-44 for opening-closing of the nozzles Tj-T ,,. Each of the pairs of nozzles Tj and Tj is associated with a 4Sa and 48b solenoid valve of conventional construction. These solenoid valves operate from the generator gas supplying the nozzles and for this purpose, the inlet conduits of the solenoid valves comprise filters 49a and 49b.

Les figures 21a, 21b et 2ic représentent, à titre illustratif, une forme de construction de l'impulseur 60 permettant d'imprimer au projectile un mouvement ce rotation autour de son axe longitudinal X-X'. La figure 21a, se référé à la figure 5 et montre les détails de réalisation des organes d'ouverture-fermeture des couples de tuvères 7C, T„ et T,. T-, orientées tangentiellement au corps du /Ob'/ projectile. Un corps massif ce révolution 60a porte les tuyères T^-Tç et dans la partie axiale de ce corps est disposé le tube de feu 71FIGS. 21a, 21b and 2ic represent, by way of illustration, a form of construction of the impeller 60 making it possible to impart to the projectile a movement of this rotation about its longitudinal axis XX ′. FIG. 21a, referring to FIG. 5 and shows the details of construction of the opening-closing members of the pairs of turvos 7C, T „and T ,. T-, oriented tangentially to the body of the / Ob '/ projectile. A massive body this revolution 60a carries the nozzles T ^ -Tç and in the axial part of this body is arranged the fire tube 71

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de la charge creuse 79. Un premier élément cylindrique 61a libre de coulisser dans un alésage 61b constitue la valve pneumatique 61 d'ouverture-fermeture des tuyères Τς et Tg. Les orifices d'entrée E^ et E^ sont couolés à un générateur d'un flux de gaz oui Deut être fourni par la combustion d'un propergol solide. L'orifice d'entrée E'5 est reiié à un organe pneumatique de commande de la position de l'élément cylindrique 61a. Les éléments de la valve 62 sont identiques à ceux de la valve 61 qui vient d'être décrite. Les éléments cylindriques 61a et 62a sont mécaniquement reliés par un élément de liaison 63 qui est articulé sur une rotule 64 portée par le tube de feu 71. Lorsqu'une force de pression est appliquée à l'orifice entrée E'^ l'élément cylindrique 61a obture la tuyère T g et ouvre la tuyère T^, tandis que l'élément cylindrique 62a obture la tuyère Tg et ouvre la tuyère T-,, et réciproquement lorsqu'une force de pression est appliquée à l'orifice d'entrée E'6.of the hollow charge 79. A first cylindrical element 61a free to slide in a bore 61b constitutes the pneumatic valve 61 for opening-closing of the nozzles Τς and Tg. The inlet orifices E ^ and E ^ are coupled to a generator d 'a gas flow yes Can be supplied by the combustion of a solid propellant. The inlet E'5 is connected to a pneumatic member for controlling the position of the cylindrical element 61a. The elements of the valve 62 are identical to those of the valve 61 which has just been described. The cylindrical elements 61a and 62a are mechanically connected by a connecting element 63 which is articulated on a ball joint 64 carried by the fire tube 71. When a pressure force is applied to the inlet orifice E '^ the cylindrical element 61a closes the nozzle T g and opens the nozzle T ^, while the cylindrical element 62a closes the nozzle Tg and opens the nozzle T- ,, and vice versa when a pressure force is applied to the inlet orifice E '6.

La figure 21b représente, les détails de réalisation de la valve 61 d'ouverture-fermeture du couple de tuyères et Tg. L'élément cylindrique 61a mobile à l'intérieur de l'alésage 61b est muni de deux conduits 61c et 61d qui sont décalés longitudinalement l'un par rapport à l'autre si les axes des tuvères Tc et T„ sont en alignement. On comprend alors que les tuyères, selon la position de l'élément 61a, sont obturées alternativement.FIG. 21b represents, the details of embodiment of the valve 61 for opening-closing of the pair of nozzles and Tg. The cylindrical element 61a movable inside the bore 61b is provided with two conduits 61c and 61d which are longitudinally offset from each other if the axes of the Tuvers Tc and T „are in alignment. It is then understood that the nozzles, according to the position of the element 61a, are closed alternately.

La figure 21c est une coupe transversale de l'impulseur 60 qui montre à titre illustratif, une forme de construction de l'organe pneumatique de commande des valves 61 et 62. Cet organe pneumatique est une électrovalve 65 qui fonctionne à partir du générateur de flux de gaz d'alimentation des tuyères et à cet effet, les conduits d'entrée de l'électrovaive 65 comporte un filtre 66.FIG. 21c is a cross section of the impeller 60 which shows, by way of illustration, a form of construction of the pneumatic member for controlling the valves 61 and 62. This pneumatic member is a solenoid valve 65 which operates from the flow generator of gas supplying the nozzles and for this purpose, the inlet conduits of the electrovaive 65 comprises a filter 66.

L'impulseur 50 permettant de piloter le projectile est constituée d'un générateur de gaz qui est couplé à la tuyère unique T comme décrit à la figure 6. La construction de l'impulseur de pilotage ne présente pas de difficultés particulières et de ce fait ne sera pas décrit en détails.The impeller 50 for controlling the projectile consists of a gas generator which is coupled to the single nozzle T as described in FIG. 6. The construction of the pilot impeller does not present any particular difficulties and therefore will not be described in detail.

La forme de réalisation de l'invention a été décrite à titre illustratif, mais nullement limitatif. Notamment, les grandeurs des paramètres physiaues ont été données à titre indicatif, mais elles peuvent être variées en fonction de la mission spécifique de l'arme.The embodiment of the invention has been described by way of illustration, but in no way limiting. In particular, the sizes of the physical parameters have been given as an indication, but they can be varied according to the specific mission of the weapon.

L'arrangement des différentes sections du projectile peut être modifiée en respectant cependant les conditions ‘de stabilité du pilotage.The arrangement of the different sections of the projectile can be modified while respecting the conditions ‘of piloting stability.

L'invention n'est pas limitée dans son application aux projectiles guidés Sol-sol, mais trouve également son application dans les missiles Air-sol emportés par aéronefs.The invention is not limited in its application to ground-to-ground guided projectiles, but also finds its application in air-to-ground missiles carried by aircraft.

Claims

1. Method for acquiring a target on the ground by an indirect fire projectile provided with an electromagnetic sensor, characterized in that on the terminal portion of the firing trajectory it comprises the following successive operations: - a braking operation of the projectile's falling speed. an operation of resetting the reference axes (X, Y and Z) of the body of the projectile in the vertical firing plane. - a target search operation consisting of printing on the longitudinal axis (X) of the projectile body a conical rotation movement with a first rotation speed (Λ ^)> on the one hand and on the other hand beam of the electronic sensor, a conical rotation movement around the longitudinal axis (X) of the projectile body with a second speed of rotation (u> significantly higher than the first speed of rotation (Λ ^) "and ending with the detection of a target - a guidance and piloting operation on the detected target during which the rallying of a beam of the sensor in the direction of the detected target is carried out first, and secondly, a tracking phase automatic target and piloting of the projectile on the target by a collision course.

2. Method according to claim 1, characterized in that the beam of the sensor being fixed relative to the projectile, the phase of automatic tracking of the target and piloting of the projectile on the target is carried out by measuring the differences between the axis of the sensor beam and the axis (X-X ') of the projectile, the reduction of these deviations using a pitch-yaw impeller (40), the guidance of the projectile on its collision course at l using a roll impeller (60) and a piloting impeller (50).

3. Method according to claim 2, characterized in that the orientation of the projectile is provided by the piloting impeller (50), the attitude of the body of the projectile is provided by the pitch-yaw impeller (40), these two actions being independent of each other thanks to a very reduced width of aids constituting a rear tail unit bringing the center of lift to the center of gravity of the projectile.

4. Method according to claim 1, characterized in that during the search for a target, the angular openings, cones of rotation of the X axis of the projectile body and the antenna beam of the sensor are substantially equal.

5. Method according to claim 1, characterized in that the resetting operation of the reference axes (X, Y and Z) in the firing plane consists in measuring the components of rotation of the drawdown of the trajectory along the reference axes X and Y.

6. Guided projectile operating according to the acquisition method of claim 1, characterized in that it comprises the sensor which is electromagnetic (10) and which comprises an antenna (11) whose beam can be driven by the conical rotation movement centered on the longitudinal axis (X-X ') of the projectile; gyrometric transducers (31-33) arranged along the reference axes (X, Y and Z) of the body of the projectile, two gas jet impellers making it possible to vary the attitude of the body of the projectile: a roll impeller ( 60) and a pitch-yaw impeller (40) having circuits for controlling the relative flow of the jets of this gas, and switching circuits (K 2 -K3) for the input signals of these control circuits.

7. Projectile according to claim 6, characterized in that the roll impeller (60) comprises four nozzles oriented tangentially to the body of the projectile, associated in pairs (TyT ^ and Tg, Tg) to create two pairs of opposite forces (Fj ^ and F3> F ^) by opening and closing this two valves (61,62) associated respectively with said torques and coupled by a first mechanical connection (63) animated by a rocking movement around the axis longitudinal (X-X'J of the projectile to open either the first pair of nozzles or the second to vary the size and the sign of the torques generated and influence the angular position of the projectile.

S. Projectile according to claim 7, characterized in that the roll impeller (60) comprises two cylindrical elements (61a, 62a) free to slide in respectively two bores (61b, 62b), one of which (E ^ EJ is coupled to a gas flow generator, and which are provided with two conduits (61c, 61d) offset relative to each other so as to alternately seal one of said two pairs of nozzles (T ^, T ^ and T ^ Tg) opening respectively into the two bores, ies two cylindrical elements being controlled symmetrically by the first mechanical connection (63).

9. Projectile according to claim 6, characterized in that the pitch-yaw impeller (40) comprises four nozzles oriented perpendicular to the surface of the missile body, associated in pairs, second independent mechanical connections (45,46) coupling respectively opposite valves (41,43 and 42,44) to open either the first pair or the second pair of nozzles in order to vary the direction and the magnitude of lateral thrust forces (F, F) and to influence the projectile orientation.

10. Projectile according to claim 9, characterized in that each valve (41,42,43,44) of the pitch-yaw impeller (40) consists of a cylindrical element (41a, 43a) free to slide in a bore (41b, 43b) including an inlet (Ej, E is coupled to a gas flow generator, so as to block or not the corresponding nozzle (Ίγ, Ίτ) opening into the bore, the four cylindrical elements (41a, 43a) being controlled symmetrically and in pairs by respectively the second independent mechanical connections (45,46).

11. Projectile according to claim 6, characterized in that it comprises a releasable braking parachute (4) disposed inside G'un storage compartment (SG) located i'arnere of the projectile.

12. Projectile according to claim 6, characterized in that the antenna (11) of the electromagnetic sensor (10) comprises means (13) making it possible to reduce the amplitude of the conical rotation movement of the beam to provide a measurement of the angular difference between the longitudinal axis (X) of the projectile body and the

13. Projectile seion ia claim 12, characterized in that it comprises a third gas softener (50) before a nozzle (TQ) whose direction of thrust (F, -.) Squares through the center of cavity (CG) of the projectile. i ^ i.

Projectile according to Claim 6, characterized in that the projectile is equipped with a hollow charge (70) situated at the rear of the projectile and in that the gas impellers (40-60) have a central recess which is passed through by the fire tube (71) of the shaped charge.

15. Projectile according to claim 13, characterized in that it comprises a set of fins (9) which is disposed at the rear of the projectile and the width of which is very reduced in order to bring the center of lift in the vicinity of the center of gravity (CG) of the projectile.