Procédé de guidage d'un engin, notamment d'une munition

Description

[0001] La présente invention a pour objet un procédé de guidage d'un engin vers une cible, notamment pour améliorer la précision du tir d'une munition préalablement calculé pour atteindre la cible.

[0002] Le document DE 35 22 154 est mentionné comme art antérieur.

[0003] Pour lancer une munition d'artillerie, notamment une munition de canon ou de mortier, la position de la cible à atteindre est fournie avant le tir à un calculateur de tir déterminant des valeurs des paramètres de tir comme les angles du tir et la vitesse initiale à transmettre à la munition lors du tir. Après le tir et en l'absence de guidage, la munition suit une trajectoire balistique.

[0004] Les hypothèses posées lors du calcul de tir diffèrent des conditions réelles du tir et du vol de la munition. Ainsi par exemple la masse réelle de la munition ou sa répartition dans le volume de la munition est légèrement différente, dans la limite des tolérances de fabrication de la munition, de la masse ou de la répartition de masse prise en compte dans le calcul du tir. Par ailleurs les conditions de vent peuvent évoluer sensiblement au cours du temps de vol. Les écarts entre les hypothèses et les conditions réelles conduisent à un point d'impact réel de la munition distinct du point d'impact initialement prévu sur la cible.

[0005] La précision d'impact de la munition est meilleure lorsque l'écart entre le point d'impact réel et le point d'impact prévu est réduit et les canons ou mortiers actuels équipés de leur calculateur de tir assurent une précision d'impact relativement bonne. Par exemple un mortier dont l'obus se charge et se tire par l'avant présente un tir courbe avec une portée de moins de 15 kilomètres et une précision d'une centaine de mètres. Un canon se charge à l'arrière et réalise un tir plus horizontal avec une portée pouvant atteindre 40 kilomètres. Cependant l'imbrication plus importante et fréquente des forces adverses et la présence de populations civiles imposent la nécessité pour l'artillerie de pouvoir opérer des destructions et des neutralisations encore plus précises en tirant une munition et en la guidant au cours de son vol vers une cible bien définie.

[0006] Le guidage d'une munition est réalisé de façon connue par la mise en oeuvre d'une loi de guidage sur tout ou partie du vol de la munition. La loi de guidage détermine des consignes à appliquer sur un actionneur de la munition, par exemple un impulseur ou un groupe de gouvernes, pour modifier la trajectoire de la munition au cours de son vol afin de la rapprocher de la cible.

[0007] La navigation proportionnelle est une loi de guidage connue d'une munition qui consiste à commander un facteur de charge proportionnel à la vitesse de rotation de la droite reliant la munition à la cible. Cette vitesse étant par exemple mesurée à l'aide d'autodirecteurs portés par la munition ou calculée à partir de paramètres fournis par exemple par une centrale inertielle embarquée dans la munition. La commande de facteur de charge particulière à la navigation proportionnelle conduit à une vitesse de rotation de la droite reliant la munition à la cible tendant vers zéro. La navigation proportionnelle tend à la collision de la munition guidée avec la cible. Ce guidage permet de rendre nulle la distance de passage qui est la distance entre le point d'impact réel et la cible.

[0008] Le guidage par navigation proportionnelle est facile à mettre en oeuvre mais il présente l'inconvénient d'imposer une trajectoire rectiligne à la munition qui n'est pas optimale par rapport à la trajectoire balistique courbe que suit une munition sans guidage.

[0009] Le problème consiste à élaborer un guidage de la munition assurant comme la navigation proportionnelle une distance de passage théoriquement nulle mais présentant un facteur de charge moindre. Il s'agit de trouver un guidage présentant une précision d'impact aussi bonne que celle obtenue avec un guidage par navigation proportionnelle tout en présentant un coût en énergie moindre.

[0010] L'invention répond à ce problème par un procédé de guidage d'un engin, notamment d'une munition, vers une cible, le procédé appliquant à l'engin une accélération de consigne proportionnelle au produit vectoriel de la vitesse de l'engin par la différence des vecteurs rotation de la droite reliant l'engin et la cible et de la droite reliant l'engin au point d'impact balistique prédit dudit engin.

[0011] Plus particulièrement, le procédé comporte par exemple les étapes suivantes :

le procédé effectue une mesure de la position courante M de ladite munition à l'instant t et de son vecteur vitesse courant

_M,

le procédé calcule par prédiction de trajectoire le point d'impact balistique I correspondant à la position courante M de ladite munition,

le procédé estime le vecteur rotation munition-impact

_MI de la droite reliant la munition M au point d'impact balistique I,

le procédé calcule le vecteur rotation munition-cible

_MB de la droite reliant la munition M à ladite cible B,

le procédé calcule une accélération

_c de consigne proportionnelle et de signe inverse au produit vectoriel du vecteur vitesse

_M de la munition par la différence entre le vecteur rotation munition-impact

_MI et le vecteur rotation munition-cible

_MB soit

   où K est un coefficient strictement supérieur à 2,

[0012] Le guidage selon le procédé débute par exemple après l'apogée de la trajectoire de la munition tirée. Le procédé est itératif en boucle fermée par exemple jusqu'à l'impact de la munition, ou jusqu'à une position de la munition assurant une précision d'impact sensiblement meilleure que celle obtenue avec un tir balistique non guidé.

[0013] Le procédé génère des ordres de guidage réalisant une navigation proportionnelle modifiée autour de la trajectoire balistique de la munition. La loi de guidage du procédé selon l'invention permet à la munition ainsi guidée de se diriger vers la cible en s'écartant peu de sa trajectoire balistique. La mise en oeuvre le procédé selon l'invention présente l'avantage de nécessiter un faible facteur de charge.

[0014] D'autres caractéristiques et avantages de l'invention apparaîtront à l'aide de la description qui suit faite en regard de dessins annexés qui représentent :

• la figure 1, un exemple d'asservissement classique d'une consigne d'accélération appliquée à une munition ;
• la figure 2, un exemple d'asservissement d'une consigne de position appliquée à une munition ;
• la figure 3, un exemple de trajectoire avec et sans l'invention.

[0015] La figure 1 illustre de façon schématique un asservissement classique d'une consigne d'accélération appliquée à une munition. Après le tir et au cours de son vol, la munition ne suit plus sa trajectoire balistique mais elle est guidée au moyen d'une commande de son vecteur d'accélération transversale. Un calculateur de guidage 1 élabore à partir d'informations représentées par les entrées X1 à Xn un ordre de guidage permettant de commander le vecteur d'accélération transversale de la munition 8 sous la forme d'une valeur vectorielle

_c de consigne d'accélération. Cette consigne

_c est comparée dans un comparateur 2 à l'accélération transversale vectorielle

_m mesurée de la munition 8 à l'aide d'un boîtier d'instruments 3 comportant des gyromètres et des accéléromètres. L'écart 4 entre l'accélération commandée

_c et l'accélération mesurée

_m est introduit dans un calculateur compensateur 5, lequel élabore à partir notamment des angles de rotation courants de la munition et de l'écart 4, un ordre de position δ d'une gouverne de la munition dont le but est de réduire l'écart entre la mesure et la consigne. Sur la cellule aérodynamique représentée par la munition 8, l'ordre de position δ est exécuté par exemple au moyen d'un amplificateur 6 de signal suivi d'un moteur 7 de gouverne. Les réactions de la munition 8 à l'ordre de position δ sont mesurées à l'aide du boîtier d'instruments 3 et à nouveau comparées à la consigne

_c d'accélération de façon à réaliser une boucle fermée d'asservissement à la valeur de consigne fournie par le calculateur de guidage.

[0016] La figure 2 représente de façon schématique un asservissement d'une consigne de position appliquée à une munition comportant une centrale inertielle embarquée. Une consigne de position 30 à atteindre par une munition 23 est fournie en entrée à un calculateur de guidage 21 lequel reçoit également en entrée des mesures 25 issues d'une centrale inertielle 22 embarquée sur la munition 23. Le calculateur de guidage 21 met en oeuvre un algorithme de guidage élaborant à partir des entrées du calculateur une valeur de facteur de charge 24 à appliquer sur la cellule aérodynamique représentée par la munition 23 pour en faire évoluer la trajectoire de façon à ce qu'elle satisfasse ladite consigne de position fournie en entrée du calculateur de guidage 21. Le facteur de charge est une accélération développée en latéral pour faire changer la munition de trajectoire. L'algorithme de guidage permet de commander une accélération respectant une loi de guidage. La centrale inertielle embarquée 22 est par exemple une centrale inertielle hybridée GPS, dont l'abréviation signifie Global Positionning System en anglais, comportant des accéléromètres et des gyromètres, et permettant de calculer les coordonnées de la position, les composantes de la vitesse et les attitudes de la munition. La centrale inertielle embarquée 22 effectue des mesures 25 de la situation de vol de la munition lesquelles alimentent le calculateur de guidage 21 en une boucle de guidage qui est une boucle fermée d'asservissement.

[0017] La valeur de facteur de charge 24 est appliquée à la munition 23 au moyen d'un calculateur de pilotage 26 recevant en entrée la valeur de facteur de charge 24 d'une part et des mesures 27 sur le mouvement effectif de la munition soumise au facteur de charge 24 qui sont issues de la centrale inertielle 22 embarquée d'autre part. Le calculateur de pilotage 26 élabore une valeur de braquage 28 qui est appliquée aux actionneurs 29 qui influent sur la trajectoire et l'orientation en vol de la munition. Une boucle de pilotage est fermée entre le calculateur de pilotage 26 et la munition 23 par l'introduction dans le calculateur de pilotage 26 de nouvelles mesures 27 de la situation de vol de la munition, par exemple des variations d'accélération et de rotation captées par les accéléromètres et les gyromètres de la centrale inertielle 22 embarquée. La boucle de pilotage assure l'asservissement de la munition 23 à la valeur de facteur de charge 24 consignée.

[0018] L'activation des boucles de guidage et de pilotage assure le guidage de la munition. Le guidage peut s'effectuer sur tout ou partie de la course de la munition.

[0019] La figure 3 représente deux trajectoires d'une munition. Pour viser une cible, ou but, B de position connue, une munition M est tirée par exemple à partir d'un point O avec un calcul de tir classique préalable déterminant les angles de tir et la vitesse initiale à appliquer à la munition en fonction d'hypothèses sur des valeurs comme par exemple la masse de la munition, des caractéristiques aérodynamiques de la munition et un état du vent connu ou prédit. Après le tir, la munition décrit une trajectoire réelle 31 et atteint à une certaine date t un point M, par exemple situé après l'apogée 32 de la trajectoire. Divers écarts par rapport aux hypothèses prises en compte lors du tir conduisent la munition à parcourir une trajectoire réelle 31 différente de la trajectoire balistique 30 prévue lors du tir.

[0020] Si la munition n'est pas guidée, elle est soumise à une accélération balistique

_TP due principalement aux forces de pesanteur et à la traînée correspondant au ralentissement aérodynamique, et à partir du point M elle suit une trajectoire balistique dont une estimation au temps t est une première trajectoire 33 balistique qui n'atteint pas la cible B mais présente un point d'impact balistique 1 dont la position dans l'espace est distincte de celle de la cible.

[0021] La mise en oeuvre du procédé de guidage selon l'invention conduit la munition à effectuer une seconde trajectoire 34 qui atteint la cible.

[0022] La munition est asservie à une consigne de position dont la valeur est celle de la position de la cible B. L'asservissement est par exemple celui décrit à l'aide de la figure 2 et met en oeuvre une loi de guidage selon l'invention. La munition est par exemple équipée d'une centrale inertielle hybridée GPS qui permet de calculer les coordonnées de la position M et les composantes de la vitesse de la munition ainsi que les attitudes de la munition.

[0023] A partir du point M et en l'absence de commande de guidage, la trajectoire de la munition est balistique et présente un point d'impact I avec le sol.

[0024] A l'instant t, la munition, animée de la vitesse

_M, est située à la position M. La centrale inertielle hybridée GPS embarquée permet de calculer la vitesse

_M et la position M par exemple par le calcul du vecteur

entre le point O d'origine du tir et la position M.

[0025] Les coordonnées du point d'impact balistique I sont par exemple évaluées par prédiction dans un repère terrestre par simulation simplifiée de la trajectoire balistique Π à partir du point M de la munition à l'instant t en intégrant le vecteur d'état jusqu'à l'impact l.

[0026] Dans un repère temporel de variable τ, la trajectoire Π balistique prédite à l'instant t présente un point courant P(t, τ) dépendant de l'instant t pendant lequel la munition est à la position M. Le point courant P(t, τ) est animé d'une vitesse

_p (t, τ) dépendant également de t et de la variable τ permettant de décrire la trajectoire balistique prédite Π.

[0027] Dans la simulation simplifiée de la trajectoire balistique Π, les dérivées V̇_x, V̇_y et V̇_z par rapport au temps τ des composantes V_x, V_y et V_z du vecteur vitesse

_p (t, τ) sur un repère terrestre (O, x, y, z) s'expriment par les relations suivantes :





   où g est l'accélération de la pesanteur,
   V est le module de la vitesse

_p (t , τ) égal à la racine carrée de la somme des carrés des composantes V_x , V_y et V_z dudit vecteur vitesse

_p (t, τ),
   q est égal à

ρ V² où ρ est la masse volumique de l'air,
   S est la surface du maître couple de la munition,
   Cx est le coefficient de traînée de la munition et
   m est la masse de la munition.
Lesdites composantes V_x, V_y et V_z sont les dérivées par rapport au temps τ des composantes dans ledit repère terrestre (O, x, y, z) du point courant P(t, τ).

[0028] Après l'estimation du point d'impact l, le procédé de l'invention évalue la rotation

_MI à laquelle est soumis le vecteur

, appelée rotation de la droite munition-impact Ml, selon l'expression suivante :

selon laquelle le vecteur rotation

_MI est égal à l'opposé du produit vectoriel du vecteur

reliant la munition à son impact balistique par le vecteur vitesse de la munition

_M, lequel produit vectoriel étant divisé par le carré de la distance r_l entre la position M de la munition et la position l du point d'impact balistique I correspondant à ladite position M.

[0029] A partir d'une position M quelconque de la munition dont les coordonnées sont par exemple calculées à partir du point O d'origine du tir et à l'aide de la centrale inertielle hybridée GPS embarquée dans la munition, et de la position connue de la cible B, le procédé de guidage selon l'invention évalue la rotation

_MB à laquelle est soumis le vecteur

, appelée rotation de la droite munition-cible MB, par exemple à l'aide de la relation vectorielle suivante :

selon laquelle le vecteur rotation est égal au produit vectoriel du vecteur

reliant la munition à la cible par la différence du vecteur vitesse de la cible

_B et du vecteur vitesse de la munition

_M, lequel produit vectoriel étant divisé par le carré de la distance r entre la position M de la munition et la position B de la cible.

[0030] Dans l'exemple particulier de la figure 3, la vitesse de la cible est nulle et l'expression de la rotation munition-cible

_MB est simplifiée en conséquence. L'expression de

_MB est alors la suivante :

   dans laquelle les données de la centrale inertielle hybridée GPS embarquée permettent le calcul des trois termes

,

_M et r.

[0031] Dans tous les cas, le procédé de guidage selon l'invention commande une accélération de consigne

_c sur la munition au point M dont la valeur est proportionnelle au produit vectoriel de la vitesse de la munition

_M par la différence du vecteur rotation

_MB de la droite reliant la munition et la cible et du vecteur rotation

_MI de la droite reliant la munition au point d'impact balistique I prédit pour ladite munition à partir de sa position connue au point M. Soit la loi de guidage suivante :

   où K est un coefficient de proportionnalité.
   K est strictement supérieur à 2.

[0032] Une valeur de K strictement supérieure à deux permet d'assurer une stabilité de l'asservissement de guidage. La valeur du coefficient de proportionnalité K est de préférence limitée à une valeur comprise entre trois et quatre.

[0033] Dans l'exemple de la figure 3, la munition est équipée d'une centrale inertielle hybridée GPS, qui comporte trois accéléromètres et trois gyromètres, et le vecteur d'accélération de consigne

_c est calculé en axes terrestres par exemple dans ledit repère (O, x, y, z). Le vecteur

_c est projeté sur les axes de la munition, dans lesquels les actionneurs de la munition fonctionnent, par les rotations ψ, θ et ϕ mesurés par la centrale inertielle. Les rotations ψ, θ et ϕ correspondent au passage du trièdre terrestre (x, y, z) au trièdre des axes de tangage, de lacet et de roulis de la munition.

[0034] Le procédé de l'invention commande une accélération perpendiculaire à la vitesse de la munition. L'obliquité dont la valeur mesure l'angle entre l'axe longitudinal, ou axe de roulis, de la munition et le vecteur vitesse de la munition présente dans la phase de vol de la munition une valeur inférieure à quelques degrés. L'accélération de consigne selon l'invention présente avantageusement une projection sensiblement nulle sur l'axe de roulis de la munition.

[0035] Dans une variante de réalisation de l'invention, la munition n'est pas équipée d'une centrale inertielle hybridée GPS, mais elle est équipée d'un récepteur GPS, de deux accéléromètres pour l'élaboration des ordres de commande des actionneurs et d'un gyromètre. Le récepteur GPS fournit des mesures dans un trièdre pseudo-aérodynamique de référence. Le vecteur accélération de consigne

_c selon l'invention est projeté sur ledit trièdre pseudo-aérodynamique par les rotations d'azimut aérodynamique χ et de pente aérodynamique γ, qui sont calculées à l'aide des composantes de la vitesse de la munition

_M exprimées en axes terrestres, et par la rotation en roulis de la munition ϕ mesurée par ledit gyromètre. Les angles de lacet et de tangage de la munition sont respectivement assimilés aux, ou modélisés par les, angles d'azimut et de pente du vecteur vitesse fourni par le récepteur GPS. Cette variante présente l'avantage de conduire à une munition plus légère que dans l'exemple de la figure 3.

[0036] Dans une autre variante de l'invention se distinguant de l'exemple de la figure 3 par une valeur du vecteur vitesse de la cible

_B non nulle, la rotation

_MB à laquelle est soumis le vecteur

, appelée rotation de la droite munition-cible MB, est mesurée au moyen d'un autodirecteur équipant la munition. L'autodirecteur embarqué comporte un système de détection de la cible B et des moyens de calcul ou moyens mécaniques d'estimation de la vitesse de rotation

_MB de la droite munition-cible. Dans cette variante, la munition comporte une centrale inertielle et un autodirecteur embarqués. Cette variante présente l'avantage de s'affranchir de la connaissance de la vitesse de la cible.

[0037] Le calcul de l'accélération de consigne

_c selon la loi de guidage de l'invention est itéré par le procédé selon un échantillonnage temporel qui dépend de la dynamique de réponse de ladite munition à un facteur de charge. Le procédé est par exemple mis en oeuvre avec un échantillonnage de 20 Hertz pour une munition de mortier de 120 millimètres.

[0038] La seconde trajectoire 34 de la figure 3 présente l'avantage d'être courbe. Elle est à chaque instant proche de la trajectoire balistique instantanée de la munition. La trajectoire de guidage selon le procédé de l'invention se distingue du guidage selon la navigation proportionnelle classique qui impose une trajectoire rectiligne à la munition. La navigation proportionnelle tend notamment à faire suivre au départ du guidage une trajectoire plus basse que celle de la balistique naturelle de la munition, cette trajectoire plus basse devant être compensée en fin de guidage par une trajectoire plus haute que la trajectoire balistique. La navigation proportionnelle conduit au cours du temps à des commandes d'un actionneur de la munition qui sont un peu contradictoires et ne sont pas optimales.

[0039] Lorsque le point d'impact balistique 1 coïncide avec la position de la cible B, le guidage selon l'invention présente notamment l'avantage de commander une accélération de consigne

_c nulle, il ne réalise pas de correction d'erreur de trajectoire lorsque la trajectoire balistique atteint la cible. La navigation proportionnelle effectue dans un tel cas une correction de trajectoire qui correspond alors à une dégradation par rapport à la balistique naturelle.

[0040] Le guidage selon l'invention permet un coût en énergie, une taille et une masse de la munition réduits.

[0041] Le procédé selon l'invention assure la commande d'un facteur de charge final nul. En fin de guidage selon l'invention, la vitesse de la munition présente l'avantage d'être alignée avec son axe longitudinal lors de l'impact. L'invention permet d'optimiser l'efficacité terminale de la charge de la munition.

[0042] Le procédé selon l'invention a été décrit pour une application au guidage d'une munition. Il s'applique bien sûr également à d'autres types d'engins à guider vers une cible.

Revendications

1. Procédé de guidage d'un engin vers une cible, caractérisé en ce qu'il applique à l'engin (M) une accélération de consigne proportionnelle au produit vectoriel de la vitesse de l'engin (M) par la différence des vecteurs rotation de la droite reliant l'engin (M) et la cible (B) et de la droite reliant l'engin au point d'impact balistique prédit dudit engin.

2. Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce qu'il comporte au moins les étapes suivantes :

le procédé effectue une mesure de la position courante M de l'engin à l'instant t et de son vecteur vitesse courant

_M à partir de senseurs,

le procédé calcule par prédiction de trajectoire le point d'impact balistique I correspondant à la position courante M de l'engin,

le procédé calcule le vecteur rotation engin-impact

_MI de la droite reliant l'engin M au point d'impact balistique l,

le procédé estime le vecteur rotation engin-cible

_MB de la droite reliant l'engin M à ladite cible B,

le procédé calcule une accélération

_c de consigne proportionnelle et de signe inverse au produit vectoriel du vecteur vitesse

_M de l'engin par la différence entre le vecteur rotation engin-impact

_MI et le vecteur rotation engin-cible

_MB soit

où K est un coefficient strictement supérieur à 2,

le procédé applique la consigne

_c en accélération à l'engin.

3. Procédé selon la revendication 2, le procédé étant caractérisé en ce que ledit coefficient K est compris entre 3 et 4.

4. Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce qu'il est itéré en boucle fermée.

5. Procédé selon la revendication 3, caractérisé en ce qu'il est itéré en boucle fermée jusqu'à l'impact.

6. Procédé selon l'une des revendications précédentes, caractérisé en ce qu'il réalise un échantillonnage de l'accélération de consigne qui dépend de la dynamique de réponse de l'engin.

7. Procédé selon l'une des revendications précédentes, caractérisé en ce que l'engin présentant un axe de tangage, un axe de lacet et un axe de roulis, l'accélération de consigne

_c est projetée sur les axes de tangage et de lacet de l'engin et est sensiblement nulle sur l'axe de roulis.

8. Procédé selon l'une des revendications précédentes, caractérisé en ce que l'engin présentant un axe de tangage et un axe de lacet et étant équipé d'un récepteur GPS, les angles de lacet et de tangage de l'engin sont respectivement assimilés aux angles d'azimut et de pente du vecteur vitesse de l'engin.

9. Procédé de guidage selon l'une des revendications 1 à 7, caractérisé en ce que l'engin étant équipé d'une centrale inertielle hybridée GPS mesurant au moins trois rotations ψ, θ et ϕ, le vecteur accélération de consigne

_c calculé en axes terrestres est projeté sur les axes de l'engin par lesdites trois rotations.

10. Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que la cible étant supposée de vitesse nulle, le vecteur rotation engin-cible

_MB est calculé.

11. Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que l'engin comportant un autodirecteur, le vecteur rotation engin-cible

_MB est estimé par l'autodirecteur.

12. Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que l'engin est une munition.

Ansprüche

1. Verfahren zum Lenken eines Geräts zu einem Ziel, dadurch gekennzeichnet, dass es an das Gerät (M) eine Sollbeschleunigung anlegt, die proportional zum Vektorprodukt aus der Geschwindigkeit des Geräts (M) und der Differenz zwischen den Rotationsvektoren der das Gerät (M) und das Ziel (B) verbindenden Geraden und der das Gerät mit dem ballistischen Auftreffpunkt des Geräts verbindenden Geraden ist.

2. Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass es mindestens die folgenden Schritte aufweist:

das Verfahren führt eine Messung der laufenden Position M des Geräts im Zeitpunkt t und seines laufenden Geschwindigkeitsvektors

_M ausgehend von Sensoren durch,

das Verfahren berechnet durch Streckenvorhersage den ballistischen Auftreffpunkt I entsprechend der laufenden Position des Geräts M,

das Verfahren berechnet den Rotationsvektor Gerät-Auftreffen

_MI der Geraden, die das Gerät M mit dem ballistischen Auftreffpunkt I verbindet,

das Verfahren schätzt den Rotationsvektor Gerät-Ziel

_MB der Geraden, die das Gerät M mit dem Ziel B verbindet,

das Verfahren berechnet eine Sollbeschleunigung

_c proportional und mit umgekehrtem Vorzeichen zum Vektorprodukt aus dem Geschwindigkeitsvektor

_M des Geräts und der Differenz zwischen dem Rotationsvektor Gerät-Auftreffen

_MI und dem Rotationsvektor Gerät-Ziel

_MB, nämlich

wobei K ein Koeffizient strikt größer als 2 ist, das Verfahren legt die Sollbeschleunigung

_c an das Gerät an.

3. Verfahren nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, dass der Koeffizient K zwischen 3 und 4 liegt.

4. Verfahren nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass es in geschlossener Schleife wiederholt wird.

5. Verfahren nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, dass es in geschlossener Schleife bis zum Auftreffen wiederholt wird.

6. Verfahren nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass es eine Abtastung der Sollbeschleunigung durchführt, die von der Antwortdynamik des Geräts abhängt.

7. Verfahren nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass das Gerät eine Nickachse, eine Gierachse und eine Rollachse aufweist, und die Sollgeschwindigkeit

_c auf die Nickachse und die Gierachse des Geräts projiziert wird und auf der Rollachse im Wesentlichen Null ist.

8. Verfahren nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass das Gerät eine Nickachse und eine Gierachse aufweist und mit einem GPS-Empfänger ausgestattet ist, wobei die Nickwinkel und Gierwinkel des Geräts den Azimut- und Neigungswinkeln des Geschwindigkeitsvektors des Geräts gleichgestellt werden.

9. Lenkverfahren nach einem der Ansprüche 1 bis 7, dadurch gekennzeichnet, dass, da das Gerät mit einem hybriden GPS-Trägheitsnavigationsleitsystem ausgestattet ist, das mindestens drei Drehungen ψ, θ, und ϕ misst, der in Erdachsen berechnete Sollbeschleunigungsvektor

_c durch die drei Drehungen auf die Achsen des Geräts projiziert wird.

10. Verfahren nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass der Rotationsvektor Gerät-Ziel

_MB unter der Annahme berechnet wird, dass das Ziel eine Geschwindigkeit Null hat.

11. Verfahren nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass, da das Gerät ein Zielsuchgerät aufweist, der Rotationsvektor Gerät-Ziel

_MB vom Zielsuchgerät schätzt wird.

12. Verfahren nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass das Gerät eine Munition ist.

Claims

1. Method for guiding a device towards a target, characterized in that it applies to the device (M) a preset acceleration proportional to the vector product of the velocity of the device (M) times the difference of the rotation vectors of the straight line joining the device (M) and the target (B) and of the straight line joining the device to the predicted point of ballistic impact of the said device.

2. Method according to Claim 1, characterized in that it comprises at least the following steps:

the method performs a measurement of the current position M of the device at the instant t and of its current velocity vector

_M on the basis of sensors,

the method calculates by prediction of trajectory the point of ballistic impact I corresponding to the current position M of the device,

the method calculates the device/impact rotation vector

_MI of the straight line joining the device M to the point of ballistic impact I,

the method estimates the device/target rotation vector

_MB of the straight line joining the device M to the said target B,

the method calculates a preset acceleration

_c proportional and of inverse sign to the vector product of the velocity vector

_M of the device times the difference between the device/impact rotation vector

_MI and the device/target rotation vector

_MB i.e.

where K is a coefficient strictly greater than 2,

the method applies the preset

_c as acceleration to the device.

3. Method according to Claim 2, the method being characterized in that the said coefficient K lies between 3 and 4.

4. Method according to any one of the preceding claims, characterized in that it is iterated in a closed loop.

5. Method according to Claim 3, characterized in that it is iterated in a closed loop up to impact.

6. Method according to any one of the preceding claims, characterized in that it carries out a sampling of the preset acceleration which depends on the response dynamics of the device.

7. Method according to any one of the preceding claims, characterized in that the device exhibiting a pitch axis, a yaw axis and a roll axis, the preset acceleration

_c is projected onto the pitch and yaw axes of the device and is substantially zero on the roll axis.

8. Method according to one of the preceding claims, characterized in that the device exhibiting a pitch axis and a yaw axis and being equipped with a GPS receiver, the angles of yaw and of pitch of the device are respectively akin to the angles of azimuth and of slope of the velocity vector of the device.

9. Method of guidance according to one of Claims 1 to 7, characterized in that the device being equipped with a GPS hybridized inertial platform measuring at least three rotations ψ, θ and φ, the preset acceleration vector

_c calculated in terrestrial axes is projected onto the axes of the device by the said three rotations.

10. Method according to any one of the preceding claims, characterized in that the target being assumed to have zero velocity, the device/target rotation vector

_MB is calculated.

11. Method according to any one of the preceding claims, characterized in that the device comprising a seeker, the device/target rotation vector

_MB is estimated by the seeker.

12. Method according to any one of the preceding claims, characterized in that the device is a munition.

Dessins