Guidage des missiles par infrarouge passif

Guidage des missiles
par infrarouge passif
par
Alain DELTEIL
Ancien Directeur technique de la Division optronique et Défense
de la Société anonyme des télécommunications (SAT / Groupe SAGEM)
1.
1.1
1.2
1.3
Téléguidage direct ...................................................................................
Principes de base.........................................................................................
Localisateur infrarouge du missile Milan ..................................................
Autres systèmes de localisation.................................................................
1.3.1 Balise à éclats......................................................................................
1.3.2 Balise laser ..........................................................................................
1.3.3 Téléguidage automatique à imagerie IR...........................................
2.
2.1
2.2
Autoguidage IR passif ............................................................................
Fonctions à assurer .....................................................................................
Classification ................................................................................................
2.2.1 Aérien mobile......................................................................................
2.2.2 Aérien fixe ...........................................................................................
Loi de navigation proportionnelle..............................................................
Génération des écartométries ....................................................................
2.4.1 Détecteur à 1 élément (années 60-80) (figure 16a) ..........................
2.4.2 Détecteur à 4 éléments (années 80-90) (figure 16b) ........................
2.4.3 Détecteur imageur (90 et au-delà).....................................................
Asservissement de la tête gyro-stabilisée .................................................
2.5.1 Données de base ................................................................................
2.5.2 Tête gyroscopique (figure 17a)..........................................................
2.5.3 Gyroscope déporté (figure 17b) ........................................................
2.5.4 Utilisation de la centrale inertielle missile (figure 17c) ...................
2.5.5 Gyromètre d’antenne (figure 17d) ....................................................
Autodirecteur du missile Magic 2 ..............................................................
2.3
2.4
2.5
2.6
Pour en savoir plus...........................................................................................
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uider un missile consiste à l’amener sur son objectif (cible) selon une
trajectoire qui anticipe le mouvement de cette cible [c’est le cas de la poursuite sur but futur, ou de la loi de navigation proportionnelle (§ 2.3)] ou non (c’est
le cas de la poursuite pure, dite à trajectoire en courbe de chien, pour laquelle
le vecteur vitesse du missile reste constamment pointé sur l’objectif).
Le guidage par infrarouge passif, qui utilise pour la détection de la cible la
différence de rayonnement infrarouge entre celle-ci et le fond, est présent dans
les deux grands modes de guidage que sont le téléguidage et l’autoguidage.
La figure ci-après représente le synoptique d’un système de guidage de missile.
Dans la boucle, on trouve successivement les 3 blocs (ou fonctions) suivants :
— le détecteur de guidage qui détermine la position relative missile/cible ;
— l’élaborateur d’ordres qui génère, à partir de l’écart mesuré, un signal de
commande image de la loi de navigation choisie ;
— la chaîne de pilotage qui va assurer le changement de trajectoire ainsi que
le maintien de la stabilité du missile autour de son centre de gravité, via des
actuateurs.
Dans le téléguidage, où l’élaboration de l’ordre est faite à distance, on trouve
deux possibilités de réalisation : le téléguidage direct pour lequel la détection
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8 - 1997
G
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de la position relative missile-cible est également faite à distance, et le téléguidage indirect où celle-ci est faite à bord du missile.
Les systèmes de missiles téléguidés utilisant l’infrarouge passif fonctionnent
selon le principe du téléguidage direct. Les deux premiers blocs sont donc situés
dans le poste de tir, le troisième étant dans le missile.
Dans l’autoguidage direct, tous les blocs sont dans le missile. Pour simplifier
le texte on ne parlera par la suite que d’autoguidage. Le premier bloc, le détecteur
de guidage, est appelé autodirecteur (plus connu du grand public sous l’appellation « tête chercheuse »). Il permet au missile d’être autonome et offre donc au
lanceur une capacité de « tir et oublie ».
Dans cet article, nous ne traiterons que la partie relative au premier bloc, le
détecteur du guidage, d’abord pour le téléguidage direct, puis pour l’autoguidage.
Figure A – Guidage d’un missile à autodirecteur IR sur un engin cible
Figure B – Synoptique d’un système de guidage
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1. Téléguidage direct
Pour garantir la précision du guidage du missile (0,2 m à 2 km,
soit 0,1 mrad dans toute la plage de température), le localisateur
repose sur 3 principes.
1.1 Principes de base
— Les rayons de lumière visible et les rayons infrarouge pénètrent
dans l’appareil par la même pupille d’entrée. Ces rayons sont ensuite
séparés par un prisme et suivent des chemins différents, mais
harmonisés entre eux.
Il s’agit d’un guidage automatique par alignement : la seule tâche
de l’opérateur est de maintenir l’image de sa cible dans l’axe de sa
lunette, c’est-à-dire à la croisée du réticule de visée. Ce type de
guidage est simple et est donc très utilisé sur les systèmes de
missiles sol-sol antichar.
Sur les conduites de tir antiaériennes, compte tenu de la plus
grande vitesse de défilement de la cible, on s’appuiera sur un dispositif de poursuite automatique de cible pour maintenir l’image de
celle-ci, après désignation, au centre du réticule de visée.
Dans les deux cas, le missile est localisé depuis le poste de tir par
un goniomètre infrarouge (ou écartomètre IR).
Ce goniomètre repère le missile, dans un environnement du
champ de bataille qui peut être très perturbé (incendies, fumigènes,
réflexions solaires...), grâce au traceur situé à l’arrière du missile.
Ce traceur peut être continu (cas des missiles antichar Milan 1 et 2
ou HOT 1 et 2, et antiaérien Roland ou Crotale), modulé (TOW
américain fabriqué à plus de 500 000 exemplaires), à balise à éclats
(Eryx, Milan 3), ou encore à balise laser.
Le goniomètre mesure un écart angulaire de la position du missile
par rapport à l’axe de visée, repéré en x, y ou ρ, θ.
Cet écart est transformé en écart métrique, nécessaire à l’élaborateur d’ordres pour corriger la trajectoire du missile, par utilisation
d’une loi distance élaborée en fonction du temps, d’où l’appellation
fréquente de localisateur IR.
Les ordres de pilotage sont ensuite transmis au missile par une
liaison filaire (cas des Milan, HOT, Eryx) (figure 1) ou hertzienne (cas
des TOW, Roland, Crotale).
1.2 Localisateur infrarouge
du missile Milan
Ce localisateur est intégré au système de visée, ou lunette, du
système de missile antichar de moyenne portée Milan.
Le système Milan, lancé en 1963 par le BPFA (bureau de
programme franc-allemand) et réalisé par le GIE Euromissile (Aérospatiale, DASA) est un armement portable constitué d’un poste de
tir (16,5 kg) et d’une munition (6,7 kg) placée dans un conteneur
tactique (12 kg au total). La portée du missile varie de 200 m à
2 000 m, distance qu’il franchit en 12 secondes. Par ailleurs, le
système peut tirer de nuit grâce à la lunette thermique Mira qui peut
lui être adaptée. Plus de 100 000 missiles et 5 000 postes de tir ont
été livrés. Les localisateurs ont été réalisés en commun par SAT
(France) et ELTRO (Allemagne).
Figure 1 – Guidage du missile Milan
— La voie IR comporte deux systèmes d’analyse IR simultanés,
l’un à optique grand champ (± 40 mrad) correspondant à la prise en
charge (PC) du missile, de 0 à 400 m, l’autre à optique petit champ
(± 10 mrad) correspondant au vol de croisière (CR), de 400 à 2 000 m.
La commutation est faite de façon purement électronique au cours
du vol.
— L’analyseur est du type à grille décentrée animée d’un mouvement de translation circulaire, système permettant d’obtenir de
façon simple les coordonnées (ρ, θ ) du missile et une écartométrie
linéaire.
La figure 2 donne le schéma du système optique du localisateur.
On trouve successivement :
— le prisme séparateur d’entrée ;
— le système optique de visée (voie visible VIS) constitué par un
objectif réglable en position sur 2 axes, pour l’harmonisation des
2 voies IR et VIS, un prisme de sortie, un réticule de visée et un
oculaire ;
— le système optique infrarouge, comprenant d’abord un objectif
de focale 100 mm, commun aux deux voies PC et CR, et formant
une image dans le plan focal du modulateur de la voie PC.
Les faisceaux écartés de l’axe de moins de ± 10 mrad sont repris
par un miroir de renvoi muni d’un diaphragme en son centre et par
une optique divergente allongeant la focale à 400 mm. Ce système
optique petit champ forme une image dans le plan focal du modulateur de la voie CR :
— un diasporamètre (2 prismes) permettant d’harmoniser la voie
PC par rapport à la voie CR ;
— deux modulateurs identiques, entraînés par un moteur unique à la cadence de nutation de 30 Hz ;
— deux condenseurs dont le rôle est de projeter l’image de la
pupille d’entrée sur les détecteurs ;
— deux ensembles filtre IR/détecteur ; les détecteurs sont des
cellules PbS photoconductrices refroidies par effet Peltier et fonctionnant dans la fenêtre atmosphérique spectrale située autour
de 2 µm.
Les modulateurs ont pour but de faire subir au flux infrarouge une
modulation dont les caractéristiques sont fonction de la position de
l’image dans le plan focal du système optique. La modulation est
réalisée par des disques comprenant une centaine de secteurs alternativement opaques et transparents, qui ne tournent pas sur
eux-mêmes mais qui sont déplacés dans le plan focal selon un mouvement de translation circulaire : le centre du modulateur se déplace,
en effet, sur un cercle dont le diamètre est égal à la longueur des
rayons du modulateur (figure 3).
La figure 4 montre les cercles de nutation engendrés par l’action
du modulateur sur une cible fixe centrée puis décentrée, et la modulation de fréquence en résultant. Cette modulation de fréquence
donne l’écart du missile ρ, la modulation de phase donnant l’écart
de la position angulaire θ.
La photo de la figure 5 montre un tir de missile Milan.
Les localisateurs des systèmes à plus longue portée Hot et Roland
(figures 6 et 7) sont similaires. Leur principale différence vient du
fait que la visée est stabilisée, par miroir de tête, et qu’il y a donc
un découplage total entre cette visée et les mouvements du porteur.
Les localisateurs des autres systèmes à longue portée utilisent en
général des techniques plus sophistiquées pour atteindre les portées
requises. C’est par exemple le cas de celui du Crotale naval (§ 1.3.3)
qui utilise une barrette de détecteurs associée à un filtrage spatiotemporel.
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Figure 2 – Système optique du localisateur infrarouge du Milan
Figure 3 – Déplacement de la grille modulatrice
Figure 4 – Modulation du signal selon la position de la cible
dans le champ
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1.3 Autres systèmes de localisation
1.3.1 Balise à éclats
Figure 5 – Tir d’un missile antichar Milan
Un concept récent consiste à utiliser un émetteur d’éclats lumineux
lié au missile et un détecteur matriciel CCD (Charge Coupled Devices )
à grande vitesse fonctionnant dans le proche IR et disposé dans le
poste de tir, tous deux étant pilotés par des bases de temps individuelles mais initialement synchronisées.
À chaque période T, on compare 2 images prises successivement
pendant une durée d’intégration t i égale à la durée des éclats (t i = T/n
avec n1 ). La première image, prise en synchronisme avec l’éclat
lumineux va donner l’image du traceur + paysage (atténué dans le
rapport n par rapport à une image intégrée pendant la période T ).
La seconde image, de même durée, ne va donner qu’une image
du paysage (également atténuée dans le rapport n).
La différence entre les 2 images, effectuée par un calculateur
rapide, permet d’extraire de façon simple l’image du missile seul
ainsi que ses coordonnées x et y.
Ce système de filtrage temporel s’ajoute aux filtrages spectral
(proche IR) et spatial (fenêtres électroniques) rendant ce localisateur
insensible à l’environnement existant sur le champ de bataille
(incendies...).
Ce principe de guidage très performant est utilisé sur le missile
de courte portée Eryx (600 m) et sur le missile de moyenne portée
Milan 3 (2 000 m) successeur des deux premiers Milan.
1.3.2 Balise laser
Pour les portées supérieures, ou pour une meilleure pénétration
à travers les brumes, brouillards légers et fumigènes, il est souhaitable d’utiliser une source laser sur le missile.
Cette source peut être à 800 ou 980 nm, c’est-à-dire dans le proche
infrarouge, mais elle sera de préférence à 1,5 ; 2 µm, voire à 10,6 µm.
Des prototypes ont déjà été testés avec succès.
1.3.3 Téléguidage automatique à imagerie IR
Figure 6 – Tir d’un missile antichar Hot
Ce système de guidage est similaire à celui utilisant un écartomètre
TV. Il est utilisé sur les conduites de tir canon ou missile antiaériennes.
L’écartomètre infrarouge est soit une caméra thermique associée
à un écartomètre TV, soit un capteur d’imagerie IR spécialisé, par
exemple bispectral ou à écartométrie différentielle cible/missile.
L’acquisition de la cible sera faite, soit de façon classique par un
Radar, soit de façon discrète par un système de veille infrarouge tel
que Vampir ou par l’imageur thermique fonctionnant dans un mode
de veille sectorielle comme c’est le cas pour le nouveau viseur Glaive
du système Roland.
Le guidage automatique nécessite d’effectuer la mesure des
écartométries cible et missile :
— cible pour maintenir, par calcul du barycentre, l’image de
celle-ci au centre du réticule de visée ;
— missile pour transmettre à l’élaborateur d’ordres la position de
celui-ci. Le principe utilisé nécessite que la conduite du missile maintienne un léger écart angulaire entre la cible et le missile, sauf en
fin de trajectoire, de façon à ne pas superposer leurs images.
Dans cette catégorie on trouve l’écartomètre bispectral Pirana
(3-5 et 8-12 µm ; figure 8), destiné au pointage des tourelles de la
Marine de défense antiaérienne, et SEID (système d’écartométrie
IR différentiel, utilisé pour la conduite de tir du Crotale naval).
SEID est chargé d’élaborer, en complément du radar, l’écart angulaire entre le missile et la cible.
Figure 7 – Tir d’un missile antichar Roland
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désigner un objectif prioritaire et, en phase terminale, de corriger la
trajectoire du missile pour que celui-ci puisse atteindre une zone plus
vulnérable.
■ Enfin une fonction indispensable est la protection du système
optique par un irdôme situé dans la pointe avant et dont le profil est
le résultat d’un compromis entre :
— la qualité optique : aberrations, antireflets, réflexions multiples
internes ;
— la tenue mécanique : étanchéité, résistance à la pluie, résistance
aux températures extrêmes découlant de la vitesse du missile ;
— l’aérodynamisme : traînée différente pour un irdôme hémisphérique ou un irdôme pyramidal.
2.2 Classification
Figure 8 – Écartomètre bi-spectral Pirana
Il permet au Crotale d’engager et de détruire les missiles antinavires à vol rasant grâce aux avantages suivants :
— il évite les problèmes liés au dédoublement d’écho radar, dus
à l’effet miroir, lorsque celui-ci poursuit une cible à basse altitude
sur la mer ;
— il délivre une écartométrie moins bruitée ;
— il permet enfin au système de fonctionner sous brouillage radar.
D’une manière similaire, les futures conduites de tir seront
améliorées en matière de durcissement par fusion de senseurs
radar + infrarouge.
2. Autoguidage IR passif
2.1 Fonctions à assurer
■ La fonction première d’un autodirecteur infrarouge passif est de
mesurer les écarts angulaires entre la cible et la ligne de visée en captant l’énergie émise par cette cible, ou plutôt la différence de cette
énergie (plume des gaz chauds ou température propre) par rapport
au fond. Pour ce faire, il comprend un aérien optique à petit champ
(une fraction de degré à quelques degrés), un dispositif de modulation et d’écartométrie, et un détecteur infrarouge à mono ou multiéléments refroidi en général à 77 K.
Au moyen d’une cinématique appropriée l’ensemble permet, dans
les modes poursuite et guidage, d’asservir la ligne de visée en direction de l’objectif.
■ La deuxième fonction, permettant de guider le missile, est de
mesurer les mouvements angulaires de la ligne de visée par rapport
à des repères terrestres. Pour cela, il comprend des moyens de
stabilisation gyrométriques ou gyroscopiques de la ligne de visée.
■ Une fonction complémentaire, utilisée sur certains autodirecteurs
de missiles air-air, est la recherche autonome de l’objectif dans un
domaine angulaire étendu (plusieurs dizaines de degrés). L’autodirecteur explore ce domaine, détecte et reconnaît l’objectif, puis
commute successivement en modes poursuite et guidage.
■ Les autodirecteurs les plus récents, grâce à l’apport d’une détection bispectrale et d’un calculateur rapide, sont capables de classer
les cibles suivant plusieurs critères, de reconnaître les leurres, de
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Il est possible de classer les autodirecteurs infrarouge selon leur
utilisation :
— air-air (missiles embarqués à courte ou moyenne portée) ;
— sol-air ou surface-air (missiles antiaériens à très courte ou
courte portée) ;
— air-sol ou air-surface (guidage terminal pour missiles de
croisière ou munition intelligente) ;
— sol-sol (missiles antichar).
Il est aussi possible de les classer selon leur architecture, suivant
que l’aérien optique est mobile ou fixe. C’est le choix que nous avons
fait.
2.2.1 Aérien mobile
Deux cas principaux existent dans la pratique.
■ Tête gyroscopique : le gyroscope est lié à l’aérien, et le détecteur
est monté sur le carter de la toupie gyroscopique.
Comme il est nécessaire d’asservir l’axe de l’aérien dans la direction de la cible, l’axe de la toupie du gyroscope sera aussi asservi
dans cette direction ; des moteurs-couple, agissant sur les 2 axes
des cardans, seront utilisés pour faire précessionner le gyroscope
et ainsi contraindre la tête gyroscopique à suivre la cible.
C’est la solution d’aérien mobile la plus compacte, qui nécessite
toutefois un prépointage de l’autodirecteur pour que celui-ci puisse
trouver la cible. Aussi cette solution trouve naturellement sa place
sur les systèmes à très courte portée sol-air et sol-sol.
Elle a été adoptée sur les missiles sol-air Redeye et Stinger
(États-Unis), SA7 Strela, SA14 Strela 3 et SA16 Igla (Russie),
Mistral (F) (figure 9) et sur le missile sol-sol AC-3G/LP (France,
Allemagne, Grande-Bretagne).
Elle a été également adoptée sur les missiles air-air 530 (F), qui
fut le premier au monde à utiliser la bande 3-5 µm (figure 10), et
AIM-9 Sidewinder (États-Unis). Dans ce dernier cas un microbalayage additionnel permet d’augmenter un peu le champ d’acquisition, qui est très faible dans les autres cas.
Cette technique est également utilisée pour les missiles sol-sol et
air-sol du système antichar 3e génération longue portée.
■ Tête à gyroscope déporté : le gyroscope est séparé de l’aérien.
Tous deux sont orientés par leurs propres moteurs-couple. En phase
guidage, la vitesse de précession du gyroscope est commandée par
l’écartomètre, l’aérien étant asservi à recopier la position du
gyroscope.
Le principal avantage de cette solution, on le trouve en phase
recherche : en effet, dans cette phase l’aérien peut balayer l’espace
avec une grande vitesse car le gyroscope n’est pas dans la boucle.
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Figure 9 – Tir d’un missile sol-air Mistral
Figure 11 – Tir d’un missile air-air Magic 2
Figure 10 – Autodirecteur infrarouge du missile air-air 530
Figure 12 – Autodirecteur infrarouge du missile Mica
Ceci permet au tireur de bénéficier d’un mode de recherche autonome à la fois passif (donc discret) et rapide, et dans un large champ.
L’association avec un viseur de casque en améliore l’efficacité.
Cette solution est utilisée sur les autodirecteurs des missiles air-air
Magic (F). (photo d’un tir de Magic 2, figure 11, et description § 2.6)
et AA-11 Archer (Russie).
■ pour le guidage terminal de munitions, par exemple d’un obus
antiaérien (figure 13) ou d’une sous-munition air-sol antichar : dans
les deux cas, il s’agit de réaliser un ensemble détecteur/écartomètre
très compact et robuste (devant résister à l’accélération de départ de
10 000 g dans le cas de l’obus) et à très faible coût. Cette dernière exigence est possible car d’une part le détecteur n’a pas besoin d’être
refroidi à 77 K compte tenu de la proximité de la cible, et d’autre part
la recherche de la cible bénéficie de la rotation de la munition sur
elle-même dans le premier cas, ou autour de son axe de descente
dans le second cas.
■ Autres solutions : d’autres solutions à aérien mobile sont également utilisées dans la pratique. Citons les 2 cas suivants :
— utilisation de la centrale gyroscopique missile ;
— utilisation de gyromètres sur l’aérien.
La première solution, commentée succinctement au (§ 2.5.3) en ce
qui concerne la boucle d’asservissement de l’aérien, a été adoptée
sur l’autodirecteur de missile air-air Mica (F) (figure 12).
La seconde solution nécessite, pour les petits missiles que sont
en général les missiles à autodirecteur IR, des gyromètres très
compacts qui sont maintenant disponibles.
2.2.2 Aérien fixe
■ Pour les autodirecteurs futurs, dits strap down : contrairement à
la solution à aérien mobile dont l’optique est à petit champ, ces autodirecteurs sont à large champ de vision, si possible voisin de celui
accessible aux autodirecteurs à aérien mobile, soit par exemple
± 40o. Le détecteur sera une mosaïque bidimensionnelle de grandes
dimensions, avec une limite liée à la technologie et donc au coût :
512 × 512 éléments à 1 024 × 1 024 éléments dans la bande 3-5 µm.
La poursuite de la cible sera effectuée en utilisant une fenêtre électronique, correspondant à un petit champ (32 × 32 éléments),
laquelle est stabilisée dans l’espace, et donc découplée des mouvements du missile, par la centrale inertielle du missile.
Nous citerons 2 types de réalisation :
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2.3 Loi de navigation proportionnelle
C’est la loi de navigation la plus utilisée sur les missiles à autoguidage IR.
Elle correspond à l’équation de base :
d θM
dη
------------ = A --------dt
dt
θ˙ M = A η˙
ou
(cf. figure 14 pour la définition des angles).
Elle indique que la vitesse angulaire transversale du missile θ˙M ,
et donc son accélération transversale car Γ T = V M · θ˙M , doit être
maintenue proportionnelle à la vitesse de rotation de la droite
missile-cible η˙ (figure 15).
Figure 13 – Guidage terminal infrarouge pour obus de 100 mm
Cette loi est intermédiaire entre celle de la poursuite pure, aussi
appelée poursuite en courbe de chien, car le vecteur vitesse du missile reste constamment pointé sur le cible (A = 1 pour un objectif
volant en ligne droite à vitesse constante), et la poursuite sur but
futur qui consiste à diriger le missile vers un point qui serait atteint
si les vitesses des 2 mobiles restaient invariables en grandeur et en
direction ( A = ∞, car η˙ = 0 ).
Contrairement à la poursuite pure, le missile regarde son objectif
dans une direction différente de celle du vecteur vitesse missile, et
la navigation tend à maintenir cette direction invariable dans
l’espace, comme dans la poursuite sur but futur, s’il n’y a pas d’évolution imprévue des trajectoires. La valeur de A est le résultat d’un
compromis entre les capacités de dépointage de l’axe de l’aérien
par rapport au vecteur vitesse missile (non confondu avec l’axe longitudinal missile) et les capacités d’accélération du missile sur des
évasives de la cible.
Exemple de calcul : missile volant à 600 m/s s’autoguidant sur une
o
cible effectuant une évasive avec η˙ = 7,5 ⁄ s (déplacement angulaire
de la cible vue par l’autodirecteur).
En prenant un coefficient de navigation proportionnelle typique de
A = 3, l’accélération transversale du missile devra être :
Γ T = V M · θ˙M = V M · A · η˙
π
Γ T = 600 × 3 × 7,5 × ----------- = 235,5m ⁄ s 2 = 24g
180
Le rôle de l’autodirecteur en phase guidage va donc consister à
mesurer la vitesse angulaire de la droite missile-cible η˙ . Il est donc
nécessaire, et c’est ce qui sera décrit dans les 2 paragraphes
suivants :
— d’asservir l’axe de l’aérien dans la direction de la cible par
mesure de l’écartométrie ε ;
— de mesurer en phase guidage la vitesse de rotation de l’axe
de l’aérien par rapport à une référence absolue, à l’aide d’un
gyroscope dont la toupie est dirigée dans cette direction.
2.4 Génération des écartométries
L’écartomètre a pour rôle de mesurer les écarts angulaires ε (en
x, y ou ρ, θ ) entre l’axe de l’aérien et la direction de la cible (ou même
parfois d’un point particulier de la cible en guidage terminal).
Cette mesure est faite par détection dans l’infrarouge, dans la
bande 3-5 µm pour les antiaériens et 8-12 µm pour les antichars, et
analyse optomécanique ou purement électronique. Les différentes
générations de détecteurs infrarouge, le plus souvent des photodiodes InSb ou HgCdTe refroidies à 77 K, ont conduit à des écartomètres différents.
La figure 16 donne 4 exemples.
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Figure 14 – Définition des angles pour le guidage
2.4.1 Détecteur à 1 élément (années 60-80)
(figure 16a)
Écartomètre à disque modulateur : de manière similaire à ce qui
se passe dans le localisateur Milan (§ 1.2), l’image est modulée dans
le plan focal de l’optique par un disque modulateur, ici tournant
autour de son axe, dont le rôle est double : effectuer un filtrage spatial
pour améliorer le contraste entre une cible ponctuelle et un paysage
rayonnant étendu, et créer une modulation du signal permettant, par
une méthode simple, d’obtenir une mesure de l’écartométrie en ρ,
θ. Ici l’écart ρ est donné par le nombre de cycles du signal modulé,
6 cycles en périphérie (point A), à 11 cycles au voisinage du centre
(point B), et l’écart θ est donné par la phase du signal par rapport
à la position du disque.
Un condenseur projette l’image de la pupille d’entrée sur un détecteur mono-élément lequel est de surface relativement élevée, de
l’ordre de 1 mm2, entraînant une sensibilité très moyenne pour
l’autodirecteur.
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Figure 16 – Écartométries pour autodirecteurs
Figure 15 – Différentes lois de guidage
2.4.2 Détecteur à 4 éléments (années 80-90)
(figure 16b)
Le système de détection comprend le système optique associé à
un détecteur à 4 barreaux disposés en croix.
Il est créé un mouvement de nutation de la tache image de la cible
dans le plan du détecteur :
— soit, dans le cas d’un autodirecteur à tête gyroscopique, par
la rotation de la toupie sur elle-même et utilisation d’un excentrement entre l’axe optique du système et l’axe du miroir primaire ;
— soit, dans le cas des autodirecteurs à stabilisation par gyroscope déporté ou par gyromètres, par la rotation d’une lame à faces
parallèles inclinée ou d’un autre dispositif.
Si l’axe de l’aérien est confondu avec la droite missile-cible, le
centre du cercle de nutation coïncide avec l’intersection des
barreaux, et les impulsions de signal apparaissent à des intervalles
de temps égaux. Au contraire, en dépointage, le centre est décalé
de la valeur des écartométries. La mesure des intervalles de temps
entre les 4 signaux va donner les valeurs d’écartométrie en x et y.
Une autre technique, largement utilisée sur les missiles
Sidewinder, est celle d’une modulation sous forme de rosette.
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2.4.3 Détecteur imageur (90 et au-delà)
■ Imageur à barrette (figure 16c)
Le balayage de la ligne de visée est effectuée par un miroir secondaire mobile, une lame vibrante ou rotative, ou un diasporamètre,
à une cadence comprise entre 50 et 100 Hz. À partir d’une barrette
à 32,64 ou 128 éléments, on obtient une image 2D du champ observé,
à partir de laquelle la cible est détectée et reconnue. Les écartométries x et y sont en général déterminées par la mesure du barycentre de l’image de la cible.
Avantages de cette technique sur la précédente.
La sensibilité thermique et la résolution angulaire sont améliorées
grâce aux dimensions plus faibles des éléments détecteur
(50 µm × 50 µm typique). Il en découle que la portée de détection est
améliorée, mais surtout que le missile peut être tiré sur des cibles
en présentation tous secteurs, et en particulier secteur avant.
Il est relativement aisé de reconnaître la cible visée, en particulier
en utilisation air-sol, ainsi que de détecter l’éjection de leurres (air-air
ou sol-air).
En modifiant le balayage, il est possible d’obtenir un mode
d’imagerie à grand champ, utile pour les autodirecteurs des missiles
air-sol.
Cette technique, se prête bien enfin à l’utilisation d’une structure
bispectrale avec 2 ensembles photosensibles montés dans le même
cryostat.
■ Imageur matriciel (figure 16d )
Les détecteurs sont typiquement à 32 × 32, 64 × 64, et 128 × 128
pour l’InSb et le MCT (HgCdTe), et de 256 × 256 et 512 × 512 pour
le PtSi.
La sensibilité thermique est encore améliorée, offrant de nouvelles
possibilités et en particulier la détection de cibles peu rayonnantes.
D’autre part, le balayage purement électronique permet d’obtenir des écartométries à des cadences supérieures à 400 Hz, conduisant à négliger le retard pur dans les boucles d’asservissement, ce
qui autorise une séquence détection/accrochage/poursuite plus
rapide, et procurant une grande souplesse d’utilisation (cadence
variable, accumulation de trames...).
Néanmoins la solution balayée (§ 2.4.3) conserve des avantages
propres (coût, temps de refroidissement du plan focal, dynamique),
tout en conservant la possibilité d’améliorer sa sensibilité par utilisation d’un mode d’accumulation TDI (Time Delay Integration).
La solution balayée a été retenue sur les autodirecteurs du Mica
et de l’AC-3G/LP. La solution à matrice 2D (staring array ) l’a été sur
l’ASRAAM (Advanced Short Range Air-to-Air Missile).
■ Enfin, pour assurer le guidage en navigation proportionnelle, il est
nécessaire que l’autodirecteur génère un ordre de guidage proportionnel à η˙ (vitesse de rotation de la droite missile-cible).
Nous allons donc examiner comment ceci est mis en œuvre sur
les 4 solutions les plus utilisées (figure 17) :
— tête gyroscopique ;
— gyroscope déporté ;
— utilisation de la centrale inertielle missile ;
— gyromètre d’antenne.
2.5.2 Tête gyroscopique (figure 17a)
Sur le schéma de l’asservissement en phase guidage on a volontairement négligé, pour simplification, l’échantillonnage et le retard
pur du détecteur et de l’électronique de traitement de l’écartométrie,
ainsi que les phénomènes liés aux frottements et à la nutation du
gyroscope.
L’ordre de guidage à transmettre à l’élaborateur d’ordres est :
Ks
1 + -------- p
Ki
E ( p ) = --------------------------------------------- · p · η ( p )
Ks
1
1 + -------- p + ------- p 2
Ki
Ki
Il est proportionnel, dans un certain domaine fréquentiel,
à p · η (p ), soit à η˙ ( p ) .
L’erreur vitesse est nulle. Les coefficients K i et K s seront choisis
pour que l’écart angulaire résiduel ε à un échelon de vitesse soit
faible devant le champ du système de détection (de l’ordre du
degré).
À noter que l’échantillonnage et les retards purs sont les facteurs
limitants pour K i et K s .
2.5.3 Gyroscope déporté (figure 17b)
Dans cette solution le gyroscope peut être situé hors de l’autodirecteur. Il est, comme dans le cas précédent, commandé en vitesse
de précession par les signaux d’écartométrie amplifiés (termes
proportionnel et intégral) puis transformés en courant de commande
de précession. La position absolue de la ligne de visée (axe aérien)
va être asservie à suivre la direction de la toupie du gyroscope.
L’asservissement sera exécuté en axes missiles, c’est la raison
pour laquelle l’assiette du missile (direction de l’axe longitudinal
du missile) est introduite avant et après la boucle d’asservissement
de l’aérien.
2.5 Asservissement
de la tête gyro-stabilisée
2.5.4 Utilisation de la centrale inertielle missile
(figure 17c)
2.5.1 Données de base
Cette solution est voisine de la précédente, mais est plus récente.
On utilise la centrale inertielle strap-down du missile pour obtenir
les données sur l’assiette de celui-ci. Bien que les données soient
échantillonnées par le calculateur de la centrale, introduisant un
léger retard, cette solution offre plusieurs avantages dont le principal
est de supprimer le temps de ralliement du gyroscope de la solution
précédente.
Un intégrateur référentiel missile fait office de gyroscope fictif,
nécessaire pour la boucle d’asservissement.
■ Quel que soit le principe adopté pour le système d’orientation et
de stabilisation de la ligne de visée, à tête gyroscopique ou à
gyroscope déporté, il est fondamental qu’il soit naturellement bien
découplé des mouvements du missile. Ceci nécessite de réduire au
maximum les frottements dans les mécanismes de cardan, dans le
câblage, et dans le système cryogénique (tuyaux mobiles d’azote
sous pression par exemple).
Les jeux, introduisant des phénomènes non linéaires, seront
réduits au maximum, de même que l’élasticité des pièces mobiles.
■ Il faudra également que l’autodirecteur soit capable d’accrocher et
de suivre des cibles à défilement rapide. L’écart angulaire
maximum ε devra donc rester toujours inférieur au champ
instantané de l’aérien. Ceci impose une bande passante élevée pour
les asservissements.
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2.5.5 Gyromètre d’antenne (figure 17d )
Cette solution utilise l’architecture des viseurs à miroir stabilisé
de tête que l’on trouve sur la plupart des conduites de tir optroniques
sol-sol ou sol-air.
Elle utilise un gyromètre 2 axes, monté en contre-réaction sur
l’aérien de l’autodirecteur, qui détectera la rotation de l’axe de
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2.6 Autodirecteur du missile Magic 2
Le missile Magic 2 de Matra est un missile air-air léger et très
manœuvrant, destiné au combat tournoyant et à l’interception à
grande vitesse. Faisant suite au Magic 1 produit à plus de 8 000 exemplaires de 1974 à 1984, ce missile est en fabrication depuis 1985.
Comme le Magic 1, il se distingue des autres missiles à autoguidage infrarouge par sa capacité à acquérir la cible dans un grand
volume de recherche et de façon autonome, c’est-à-dire sans
désignation préalable.
La sensibilité de son autodirecteur, environ 100 fois meilleure que
celle de son prédécesseur grâce à un détecteur multiéléments, lui
donne une capacité d’attaque des cibles, vers l’avant, à des distances
allant de 8 à 25 km (figure 11). Enfin, il dispose d’une capacité
antileurrage efficace.
L’autodirecteur (figure 18) est constitué de 3 sous-ensembles
principaux :
— l’antenne optique comportant un miroir mobile sur 2 axes et
l’objectif ;
— le dispositif de détection, associé au mécanisme de modulation
et au système cryogénique pour le fonctionnement du détecteur à
77 K ;
— un ensemble de cartes électroniques sur lesquelles sont
élaborés les signaux d’écartométrie ainsi que le pilotage des boucles
d’asservissement.
Ces sous-ensembles sont montés sur une pièce de fonderie
légère ou poutre sur laquelle sont montées les pièces de raccordement au missile.
Figure 18 – Autodirecteur infrarouge du missile Magic 2
L’ensemble est complété d’une protection :
— à l’avant, par la calotte sphérique ou irdôme, collé sur une
virole ;
— sur les côtés, par une enveloppe sphérique ou peau.
Figure 17 – Asservissement en mode guidage pour 4 solutions
l’aérien par rapport à une référence absolue. Il jouera donc le rôle
de stabilisateur inertiel de la ligne de visée.
■ L’ensemble électromécanique, représenté figure 19, se compose
de 2 parties principales :
— un groupe de 2 moteurs-couple, comportant le potentiomètre
de recopie de l’axe gisement ;
— un cadre sur lequel sont montés le miroir mobile site, associé
à son potentiomètre de recopie, et le miroir de renvoi. Ce cadre est
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orienté en latéral (ou gisement) par un ensemble bielle-manivelle.
Le miroir mobile est orienté en site par la biellette.
Cet ensemble permet un débattement de la ligne de visée
dépassant ± 45o sur les 2 axes.
■ Le système optique, à l’arrière des 2 miroirs, comprend :
— l’objectif, achromatique dans la bande de détection, et réalisé
par un doublet. Son champ est de 1o environ ;
— le modulateur constitué par une lame à faces parallèles fixée
dans un barillet tournant à grande vitesse. Un système de topage
optique permet de repérer la position en rotation de cette lame.
Cette lame, qui est perpendiculaire à l’axe optique en phase recherche pour ne pas introduire de déviation, est inclinée dans les phases
poursuite/guidage pour engendrer la nutation de la tache optique.
■ Le dispositif de détection (figure 20) se compose :
— d’un détecteur photovoltaïque multiéléments InSb sensible
dans la bande 3-5 µm. Parmi ces éléments, quatre d’entre eux
disposés en croix (figure 21) sont utilisés pour les phases poursuite
et guidage ;
— du refroidisseur, à détente Joule-Thomson, situé dans
l’enceinte cryostatique du détecteur ; il est alimenté par de l’azote
gazeux provenant d’une bouteille à 325 bars située dans la poutre
lance-missile ;
— des préamplificateurs montés sur une galette au fond du bloc
cellule.
On trouve ensuite une dizaine de cartes électroniques pour les
circuits d’asservissement, d’acquisition et d’écartométrie.
En particulier, le système optique introduisant une rotation de
l’image de la cible pour une déviation du cadre gisement, il est nécessaire que les écartométries en x et y (εx et εy) soient corrigées de
cet angle G.
Les nouvelles écartométries sont donc calculées comme suit :
εx = εx cos G + εy sin G
εy = εy cos G – εx sin G
Les 3 phases de fonctionnement principales, sont :
— recherche : le paysage est exploré à une cadence rapide et à
une vitesse d’analyse d’environ 200o/s, à comparer aux 30o/s des
solutions à tête gyroscopique, en vue d’acquérir toute cible qui se
présente dans le champ d’analyse à la portée suffisante.
Le miroir mobile est animé de deux mouvements, site et gisement,
commandés à partir du missile par un générateur capable d’élaborer
plusieurs figures de balayage suivant le point d’emport du missile
sous l’avion et l’évolution de la cible (figure 22) ;
— poursuite : lorsqu’une cible est détectée en phase recherche,
le balayage s’arrête et la lame modulatrice qui était déjà en rotation bascule, générant la nutation.
Les signaux issus des quatre éléments détecteurs centraux sont
transmis aux circuits d’écartométrie afin d’asservir le miroir mobile
au déplacement de la cible.
Parallèlement le gyroscope situé dans le missile, hors de l’autodirecteur, aligne sa position sur la ligne de visée ;
— guidage : après ralliement du gyroscope, les signaux d’écartométrie amplifiés sont envoyés au gyroscope. Celui-ci précessionne
en conséquence et retransmet sa position à l’aérien optique.
Le missile peut alors être largué pour se guider vers la cible.
À noter que cet autodirecteur présente la particularité de pouvoir
réaccrocher une cible lorsque le missile est en vol libre et que la
cible a été perdue. Pour cela, il enclenche une nouvelle phase
recherche autonome avec une figure de balayage spécifique.
Figure 19 – Ensemble électromécanique
de pointage de la tête optique du Magic 2
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Figure 20 – Module de détection des autodirecteurs Mistral
et Magic 2
Figure 22 – Balayage typique en mode recherche
Figure 21 – Détecteur du Magic 2.
Partie utilisée dans les phases poursuite et guidage
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P
O
U
R
Guidage des missiles
par infrarouge passif
E
N
par
Alain DELTEIL
Ancien Directeur technique de la Division optronique et Défense
de la Société anonyme des télécommunications (SAT / Groupe SAGEM)
Bibliographie
CARPENTIER (R.). – Guidage des avions et des missiles aérodynamiques. Tome 2 Autoguidage,
Cours de l’ENSTA.
HUDSON (R.D.). – Infrared System Engineering. IR
Wiley – Interscience.
Constructeurs de systèmes de guidage par infrarouge
France
Grande-Bretagne
Aérospatiale (Division Engins tactiques)
BAe
SAGEM (Division Défense et Sécurité *).
GEC-Marconi
Thomson-CSF (Division DEM)
Suède
Allemagne
Bofors
BGT (DIEHL)
États-Unis
DASA (dans lequel a été intégré Eltro)
Hughes Missile Systems
Également : Russie, Israël, Afrique du Sud
Loral
* Les activités optroniques de SAT ont été intégrées dans SAGEM SA en
1996.
P
L
U
S
Lockheed-Martin
Raytheon
Doc. E 4 115
8 - 1997
Texas Instruments
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S
A
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Doc. E 4 115 − 1

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