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Système de défense antiaérien et missile de défense pour un tel système.
La présente invention concerne un systëme de dëfense anti-
aérien apte à intercepter des engins aériens, par exemple
balistiques, volant â grande vitesse (par exemple dans la
plage de Mach 3 à Mach 10 ) , ainsi qu' un missile de défense
pour un tel système.
On connaît déjà (voir par exemple le brevet FR-A-2 563 000)
un système de défense antiaérien, comportant une installa-
tion de commande fixe et des missiles de défense, ladite
installation fixe comprenant .
- des moyens de détection desdits engins aériens ;
- des moyens de trajectographie pour déterminer la trajec-
toire d'approche et la vitesse d'un tel engin aérien,
détecté par lesdits moyens de détection ;
- des moyens de calcul pour déterminer une trajectoire
d'interception que doit suivre l'un desdits missiles de
défense pour intercepter ledit engin aérien détecté ;
- des moyens pour le lancement dudit missile de défense ;
- des moyens de guidage dudit missile de défense ; et
- des moyens de liaison avec ledit missile de défense,
tandis que chacun desdits missiles de défense comporte un
système propulseur, au moins une charge militaire, une
centrale inertielle, un autodirecteur, des organes de
pilotage, des moyens de liaison avec ladite installation
de commande fixe et un générateur d'ordres de pilotage,
élaborant lesdits ordres de pilotage à partir des informa-
tions émises par lesdits moyens de guidage prévus dans
ladite installation de commande fixe et à partir des
informations délivrées par ledit autodirecteur.
Dans un tel système de défense antiaérien, l'autodirecteur
est disposé à l'avant du missile de défense, à l'intérieur
d'un radôme formant la pointe avant dudit missile, l'axe
central dudit autodirecteur étant confondu avec l'axe
2
longitudinal dudit missile, tandis que la trajectoire
d'interception suivie par ledit missile de défense est telle
qu'il attaque la cible aérienne par l'avant ou bien par
l'arriëre. Cependant, si la cible aérienne est très rapide,
S seule l'attaque frontale est réaliste.
Toutefois, une telle attaque frontale entraîne que la
trajectoire d'interception est obligatoirement longue, de
sorte que le temps d'interception (entre le lancement du
missile et l'interception proprement dite) est également
long et que l'interception se fait à altitude élevée.
Puisque le temps~d'interception est long, le temps disponi-
ble pour la préparation du tir et pour le tir du missile de
défense après la détection de la cible est très court et le
système de défense doit se trouver au plus près des sites à
~S défendre contre lesdits engins aériens. De plus, puisque
l'interception se fait à altitude élevée, elle a lieu dans
les hautes couches atmosphériques, dans lesquelles le
missile de défense devient moins manoeuvrant.
Par ailleurs, la destruction d'une cible aérienne par impact
frontal direct d'un missile de défense étant très improba-
ble, on prévoit, à bord desdits missiles de défense connus,
une charge militaire classique susceptible de projeter
autour desdits missiles une gerbe d'éclats largement ou-
verte, selon une surface de révolution d'axe confondu avec
l'axe longitudinal desdits missiles.
Cependant, lors de l'attaque frontale d'une cible très
rapide, la vitesse relative entre le missile de défense et
la cible est alors pratiquement parallèle à l'axe de la
cible, de sorte que seule la partie de la gerbe d'éclats
dirigée vers ladite cible peut éventuellement atteindre
celle-ci et que, dans ce cas, la direction selon laquelle
lesdits éclats arrivent sur la cible est peu inclinée sur
l'axe de ladite cible. Par exemple, si la cible aérienne
- t
3
vole à la vitesse VB = 2000 m/s, alors que la vitesse VE du
missile de défense est égale à 1000 m/s et que la vitesse VI
des éclats est égale à 1500 m/s, on vérifie aisément que
l'angle d'inclinaison des éclats atteignant la cible est
incliné d'environ 26 degrés sur l'axe de celle-ci.
De cette faible inclinaison de la gerbe d'éclats par rapport
à l'axe de la cible aérienne, il résulte que .
- lesdits éclats atteignent l'arrière d'une cible longue, là
où elle est la plus résistante, du fait de la localisation
1~ de son système propulsif ;
- lesdits éclats passent derrière la cible, sans la toucher,
si cette cible est courte ;
- de toute façon, lesdits éclats atteignant la cible rebon
dissent sur celle-ci ou ne pénètrent que de façon superfi
cielle, sans occasionner des dégâts létaux.
Pour tenter de remédier à ces inconvénients résultant de la
diminution de l'efficacité des charges à éclats classiques
en fonction de la vitesse de la cible aêrienne, on a envisa-
gé diffërents moyens, tels que augmentation de la vitesse
des éclats, développement d'un nuage d'éclats accompagnant
le missile de défense, développement d'un "parapluie" rigide
autour du missile de défense, etc ... Cependant, aucun de
ces moyens ne s'est avéré efficace, de sorte que les systè-
mes de défense antiaériens connus ne sont efficaces que pour
des cibles aériennes volant tout au plus à Mach 4.
La présente invention a pour objet de remédier aux inconvé-
nients mentionnês ci-dessus et concerne un système de
défense antiaérien du type décrit ci-dessus pour lequel la
trajectoire d'interception et le temps d'interception sont
courts, de sorte que l'interception peut se produire à basse
altitude et que ledit système peut se trouver éloigné d'un
site à protéger, tout en ménageant suffisamment de temps
pour préparer et réaliser le tir d'un missile de défense. De
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4
plus, le système de défense antiaérien selon l'invention
permet d'obtenir, lorsqu'il met en oeuvre la projection
latérale d'éclats, une direction d'impact transversale à
l'axe de la cible.
A cette fin, selon l'invention, le système de défense
antiaérien, susceptible d'intercepter des engins aériens à
grande vitesse, est remarquable en ce que .
- au point commun à la trajectoire d'approche dudit engin
aérien et à la trajectoire d'interception dudit missile de
défense, ladite trajectoire d'interception est transver
sale à la trajectoire d'approche ;
- l'axe central dudit autodirecteur est incliné latéralement
par rapport à l'axe dudit missile de défense ; et
- ledit missile de défense est stabilisé en roulis, de façon
que ledit axe central dudit autodirecteur soit disposé du
côté dudit engin aérien.
Ainsi, dans le système de défense antiaérien conforme à la
présente invention, le missile de défense observe latérale-
ment (et non pas vers l'avant, comme les missiles de défense
connus) et attaque la cible aérienne transversalement (et
non pas de front ou par l'arriêre, comme les missiles de
défense connus), de sorte que la trajectoire d'interception
et le temps d'interception sont fortement raccourcis, ce qui
procure les avantages mentionnés ci-dessus.
Avantageusement, lesdits moyens de calcul déterminant la
trajectoire d'interception dudit missile de défense .
- commencent par déterminer ledit point commun auxdites
trajectoires d'interception et d'approche ; puis
- déterminent, dans le plan vertical passant par ledit point
commun et par l'emplacement dudit missile de défense au
sol, ladite trajectoire d'interception dudit missile de
défense à partir des trois paramètres suivants .
. - 5 ~~3:~~ ~8
. la distance verticale séparant ledit point commun de sa
projection horizontale ;
. la distance horizontale séparant ledit emplacement au
sol du missile de défense de ladite projection horizon
s tale dudit point commun ; et
. l'angle que fait avec l'horizontale l'intersection dudit
plan vertical avec le plan normal à ladite trajectoire
d'approche dudit engin aérien, audit point commun.
De plus, il est avantageux que lesdits moyens de calcul .
- déterminent, à l'aide desdits trois paramètres, le temps
d'interception nécessaire audit missile de défense pour
parcourir ladite trajectoire d'interception entre ledit
emplacement au sol du missile de défense et ledit point
commun auxdites trajectoires d'interception et d'appro
che ;
- calculent en continu le temps de vol nécessaire audit
engin aérien pour atteindre ledit point commun, à partir
de sa position actuelle, en suivant ladite trajectoire
d'approche ; et
- actionnent lesdits moyens de lancement dudit missile pour
que lesdits moyens de lancement effectuent le tir de
lancement de celui-ci lorsque ledit engin aérien atteint
le point de ladite trajectoire d'approche pour lequel la
valeur dudit temps de vol devient égal audit temps d'in
terception.
Par ailleurs, pour que l'autodirecteur du missile de défense
puisse accrocher ledit engin aérien pendant qu'il décrit la
trajectoire d'interception, on fait en sorte que, au plus
tard au moment estimé de l'accrochage, l'axe central dudit
autodirecteur se trouve dans le plan défini par la position
du missile de défense, ledit point commun et l'emplacement â
cet instant dudit engin aérien, et que ce dernier plan serve
de plan de référence pour la stabilisation en roulis dudit
missile de défense.
6
Ainsi, la particularité essentielle du missile de défense
antiaérien conforme à la présente invention réside en ce que
l'axe central de son autodirecteur est incliné latéralement
par rapport à l'axe dudit missile de défense.
De préférence, la valeur de l'angle d'inclinaison latérale
de l'axe central dudit autodirecteur par rapport à l'axe
dudit missile est choisie de façon que sa tangente soit au
moins approximativement égale au rapport entre la vitesse de
l'engin aérien à intercepter et la vitesse dudit missile de
défense. Dans le cas où ledit missile de défense doit
intercepter un engin balistique très rapide, cet angle peut
étre voisin de 60 degrés.
Bien entendu, afin de faciliter l'accrochage de la cible par
l'autodirecteur, il est avantageux que ledit axe central de
l'autodirecteur soit orientable autour de la position
médiane correspondant à l'angle défini ci-dessus, par
exemple à l'intérieur d'un cône dont le demi angle au sommet
peut être approximativement égal à 40 degrés.
Le missile conforme à la prêsente invention peut être prévu
pour détruire la cible aérienne par impact direct ou bien
encore par effet de souffle par l'explosion de la charge
militaire qu'il porte lorsque ladite cible se trouve à
proximité immédiate.
Cependant, comme cela est usuel et décrit ci-dessus, il peut
comporter une charge militaire à projection latérale d'é
clats.
Dans ce cas, si la vitesse de l'engin aérien à intercepter
est très grande, il est suffisant de prévoir que ladite
gerbe d'éclats soit projetëe latéralement, du côté opposé à
l uxe central de l'autodirecteur. En effet, dans ce cas, la
vitesse relative entre le missile de défense et la cible
2~.3~~'~8
aérienne, sans être perpendiculaire à l'axe dudit missile,
est cependant transversale à ce dernier axe, de sorte que la
gerbe d'éclats projetée à l'opposé de l'autodirecteur
atteint la cible sous un angle important par rapport â l'axe
de ladite cible. En reprenant l'exemple ci-dessus avec VB =
2000 m/s, VE = 1000 m/s et VI = 1500 m/s, on trouve aisément
que les éclats de ladite gerbe atteignent la cible aérienne
sous un angle supérieur à 60 degrés (à comparer à la valeur
de 26 degrés ci-dessus).
On évite donc les inconvénients d'inefficacité de destruc-
tion mentionnés ci-dessus â propos des systèmes connus. Les
éclats de ladite gerbe latérale peuvent donc atteindre
ladite cible dans sa partie médiane et y pénétrer profondé-
ment pour la détruire. De ce qui suit, on pourra aisément
Constater que, à ce propos, les éclats sont d'autant plus
destructeurs que la vitesse de l'engin aérien à intercepter
est plus grande.
On voit de plus que, grâce à l'invention, il est inutile de
disperser ladite gerbe tout autour du missile de défense et
que, au contraire, on peut la concentrer dans la direction
opposée à l'autodirecteur.
De façon connue, le missile de défense conforme à la pré-
sente invention peut comporter une fusée de proximitë pour
détecter l'engin aérien au voisinage du point commun aux
trajectoires d'approche et d'interception et pour commander
ladite charge militaire. Une telle fusée de proximité
pourrait, comme cela est usuel, engendrer un front de
détection conique centré sur l'axe du missile de défense.
Cependant, dans le cas présent, il est suffisant que ladite
fusée de proximité forme un front de détection en forme de
nappe plane, inclinée latéralement par rapport à l'axe dudit
missile, du mëme côté gue l'axe central dudit,autodirecteur.
~13!~~'~~
L'angle d'inclinaison latérale dudit front de détection peut
être approximativement égal à 30 degrés.
De préférence, ledit autodirecteur est disposé dans une
partie intermédiaire dudit missile de défense. Ainsi,
celui-ci peut ne plus comporter de radôme avant, de sorte
que sa partie avant peut être pointue, allongée et effilée
pour communiquer audit missile de dëfense de bonnes pro-
priétés aérodynamiques.
Les figures du dessin annexé feront bien comprendre comment
l'invention peut être réalisée. Sur ces figures, des réfé-
rences identiques désignent des éléments semblables.
La figure 1 est une vue schématique générale illustrant la
mise en oeuvre du système de défense antiaérien conforme à
la présente invention.
La figure 2 montre le schëma synoptique de l'installation de
commande fixe du système de défense antiaérien de l' inven-
tion.
La figure 3 montre schématiquement un missile de défense
conforme à la présente invention.
La figure 4 est une vue en perspective schëmatique illus-
trant la détermination de la trajectoire d'interception
suivie par un missile de défense.
La figure 5 montre les paramètres définissant la trajectoire
d'interception.
La figure 6 illustre schématiquement le début de la phase
finale de l'interception, au moment de la détection dudit
engin aérien par la fusée de proximité du .missile de dé-
fense.
_ 213 -~ ~ '~ 8
9
La figure 7 est un diagramme des vitesses au moment de la
détection illustrée par la figure 6.
La figure 8 illustre schématiquement l'impact de la gerbe
d'éclats sur ledit engin aérien.
Le système de défense antiaérien selon l'invention, illustré
schématiquement par la figure 1, comporte une installation
de surveillance et de commande 1, agencée au sol G, ainsi
qu'un ensemble de missiles de défense antiaériens 2. Lors-
qu'un engin aérien ennemi, notamment un missile balistique à
grande vitesse, est détecté et identifié par l'installation
1 (flèche E), celle-ci détermine, à l'aide des radars et des
calculateurs qu'elle comporte, l'opportunité et les condi-
tions d'une interception de l'engin 3.
Si l'interception est décidée, l'installation 1 détermine la
vitesse VB de l'engin ennemi 3, qui devient alors la cible à
abattre, ainsi que la trajectoire d'approche T suivie par
ledit engin 3, et calcule une trajectoire d'interception t
que doit suivre un missile de défense 2, en attente de
lancement en un emplacement A, pour intercepter l'engin 3 en
un point F, auquel se croisent lesdites trajectoires T et t
sous un angle au moins sensiblement égal à 90 degrés.
L'installation 1 procède alors au lancement dudit missile de
défense 2, â un instant tel que, compte tenu des possibili-
tés de vitesse d'un missile de défense 2, celui-ci et ledit
engin 3 se trouvent au même instant au point F, ou tout au
moins au voisinage de ce point.
Comme on le verra ci-aprës, chaque missile de défense 2
comporte des moyens électroniques de guidage susceptibles de
coopérer avec l'installation 1 et un autodirecteur associé à
une centrale inertielle.
~1~~~~'~8
lo
Dans un premier temps, un missile 2 suit une trajectoire de
lancement (qui peut ne pas coïncider avec la trajectoire t)
entièrement déterminée par la coopération de l'installation
1 et des moyens électroniques de guidage embarqués â bord
dudit missile 2. Ensuite, toujours grâce à cette coopération
par l'intermédiaire d'une transmission radioélectrique
symbolisée par les flèches f, l'installation 1 oblige le
missile de défense 2 à suivre la trajectoire d'interception
_t en direction du point d'interception F. Enfin, lorsque le
missile 2 est suffisamment proche de l'engin 3 et que
celui-ci a été accroché par l'autodirecteur dudit missile 2,
ce dernier est guidé sur ledit engin par l'action dudit
autodirecteur.
La destruction de l'engin 3 par le missile de défense 2 est
alors obtenue par la commande d'une charge militaire, portée
par ledit missile 2.
Comme le montre la figure 2, l'installation de surveillance
et de commande 1 comporte, de façon usuelle .
- un dispositif 4, pourvu d'une antenne 5, pour la surveil
lance de l'espace aérien à protéger, ainsi que pour la
détection et l'identification des engins aériens 3. Le
dispositif 4 peut comporter un radar de surveillance ou
bien un système de veille optoélectronique. I1 est bien
êvident que le dispositif 4 conditionne la possibilité
effective d'une interception et que le temps disponible
pour cette interception est d'autant plus grand que la
détection et l'identification de l'engin 3 s'effectuent à
plus longue distance ;
- un dispositif de trajectographie 6 qui, à partir des
informations reçues du dispositif de surveillance et de
détection 4, mesure les caractéristiques de la cible 3
(position et vitesse) et calcule la trajectoire d'approche
T. Le dispositif 6 peut comporter un radar de trajectogra
phie usuel ;
~1~5"~~
- 11
- un dispositif de calcul 7 qui, â partir des informations
reçues du dispositif de trajectographie 6 et notamment en
fonction des caractéristiques des missiles de défense 2,
détermine la trajectoire d'interception t optimale pour un
missile de défense 2, ainsi que l'instant du tir de
lancement de ce dernier ;
- un dispositif 8, pourvu d'une antenne 9, pour le guidage
du missile de défense 2 en vol vers le point d'intercep-
tion F ; et
- un dispositif de lancement 10 des missiles de défense 2,
commandant ceux-ci par une liaison 11, recevant des
informations de préparation au lancement d'un missile 2 de
la part du dispositif de surveillance et de détection 4
par l'intermédiaire d'une liaison 12 et recevant l'ordre
de tir et les conditions de lancement de la part du
dispositif de calcul 7, par l'intermédiaire d'une liaison
13.
L'exemple de réalisation du missile de défense 2 d'axe L-L,
montré schématiquement par la figure 3, comporte un système
propulseur 20 disposé â l'arrière ; au moins une charge
militaire à éclats 21 ; une case d'équipements 22 enfermant
une centrale inertielle, un calculateur et un transmetteur
radioélectrique ; des gouvernes aérodynamiques 23 montées
mobiles à l'extrémité d'ailes 24 ; un dispositif 25 pour la
commande des gouvernes aérodynamiques mobiles 23 ; un
autodirecteur réglable en orientation 26 ; une électronique
27 associée audit autodirecteur 26 ; une fenêtre latérale 28
pour le passage du faisceau de l'autodirecteur 26 ; une
fusée de proximitê 29 ; et une extrémité avant 30, pointue
et effilée.
I1 est évident que, au lieu de comporter des gouvernes
aérodynamiques de pilotage 23, le missile de dëfense 2
pourrait être pourvu d'un système de pilotage en force,
_ 12 ~i~~'~'~8
comprenant de façon connue des tuyëres latérales alimentées
par des jets gazeux commandables.
Par ailleurs, sur la figure 3, on a illustré l'autodirecteur
orientable 26 sous la forme d'un autodirecteur à antenne
mobile. I1 est bien entendu possible d'utiliser des antennes
statiques à commande électronique, lesdites antennes stati-
ques étant alors plaquées sur la paroi latérale du missile 2
à l'emplacement de la fenêtre latérale 28, gui n'a alors
plus d'objet.
Quel que soit le mode de réalisation pratique de l'autodi-
recteur 26 et de son ou ses antennes 26, il faut noter que,
selon des caractéristiques essentielles de la présente
invention .
- l'autodirecteur 26 n'est pas disposé â l'avant du missile
2, mais en position longitudinalement intermêdiaire entre
la pointe avant 30 et le système propulseur arrière 20, de
sorte que le radôme arrondi usuellement prévu à l'avant
des missiles de défense connus peut être remplacé par la
pointe effilée 30, permettant l'allongement du missile 2
et améliorant les performances aérodynamiques de celui-ci.
Le missile 2 peut donc être plus rapide et plus perfor-
mant ;
- l'axe central AD de l'autodirecteur 26 n'est pas confondu
avec l'axe L-L du missile 2, comme cela est toujours le
cas dans les missiles de dêfense connus, mais au contraire
est incliné latéralement d'un angle O1 par rapport à l'axe
L-L dudit missile, d'un côté de celui-ci. Cet angle O1 est
fonction de la vitesse VE du missile de défense 2 et de la
vitesse VB de l'engin aérien à intercepter. Plus précisé-
ment, tg01 = VB/VE (voir la figure 7). On constate que si
VB = 2000 m/s et VE = 1000 m/s, O1 est ëgal à 63,5 degrés.
Par ailleurs, par rotation de l'antenne mobile de l'auto-
directeur 26 ou par commande des antennes statiques de
celui-ci, l'axe central AD peut avoir un débattement D O,
_ 2~.~~~'~8
' 13
de part et d'autre de la position médiane correspondant à
l'angle O1. Pour pouvoir couvrir une large gamme de
vitesse pour les engins aériens 3 à intercepter, on
oriente par construction l'axe central AD selon un angle
O1 d'environ 60 degrés, avec un débattement DO de l'ordre
de 40 degrés dans toutes les directions autour de ladite
position médiane
- la fusée de proximité 29 est disposée à l'avant du missile
2, entre la pointe 30 et la case d'équipements 22. Elle
engendre un front de détection FP, incliné latéralement
d'un angle 02 par rapport à l'axe L-L du missile 2, du
même côté que l'axe central AD de l'autodirecteur 26.
L'angle 02 peut étre de l'ordre de 30 degrés et est
éventuellement modifiable. Comme on le comprendra aisëment
de ce qui suit, le front de détection FP de la fusëe de
proximité 29 peut présenter la forme d'une nappe plane, au
lieu de celle usuelle d'un cône d'angle 02 centré sur
l'axe L-L. Comme cela a été mentionné pour l'autodirecteur
26, la fusée de proximité peut comporter une antenne
rotative ou bien une antenne statique à commande électro-
nique pour pouvoir modifier l'angle 02 et orienter par
basculement ledit front de détection FP afin d'améliorer
les conditions de détection de l'engin aérien 2 ; et
- la charge militaire à éclats 21 est apte à projeter une
gerbe d'éclats suivant une direction moyenne I, au moins
sensiblement perpendiculaire à l'axe L-L du missile de
défense 2, du côté opposé à l'axe central AD de l'auto
directeur 26 et au front de détection FP de la fusée de
proximité 29.
Les dispositifs 4, 6 et 10 de l'installation 1 (figure 2)
peuvent être semblables à des dispositifs connus et fonc-
tionner de façon identique à ceux-ci.
En revanche, les dispositifs 7 et 8 présentent des parti-
cularités illustrées schématiquement par les figures 4 et 5.
~~~~~~8
- 14
Comme il a été dit ci-dessus, le dispositif de trajectogra-
phie 6 adresse au dispositif de calcul des informations
concernant la trajectoire d'approche T, les positions
successives de l'engin aérien 3 sur la trajectoire T et la
vitesse VB dudit engin aérien. A partir de ces informations,
ainsi que des possibilités de manoeuvre et de l'emplacement
A du missile de défense 2 (et d'autres facteurs, tels que le
point de chute des débris de l'engin 3 intercepté), le
dispositif de calcul 7 détermine un point F de la trajec-
toire d'approche T favorable à l'interception.
Si l'on considère le plan vertical AHF passant par les
points A et F (H êtant la projection horizontale du point F
sur le sol G), il est avantageux que la trajectoire d'inter
ception t soit plane et se trouve dans ce plan (voir la
figure 4).
De plus, comme selon une particularité essentielle de la
prêsente invention, le missile 2 doit intercepter l'engin
aérien 3 par le travers, la tangente tg à la trajectoire t
au point F est orthogonale à la trajectoire T. Elle se
trouve donc dans le plan rr normal en F à la trajectoire T.
Cette tangente tg se trouve donc être l'intersection du plan
vertical AHF et du plan rr.
Si on examine la trajectoire d'interception t dans le plan
AHF (voir la figure 5), on comprendra aisément que cette
trajectoire est parfaitement définie par la tangente ini-
tiale ti, par exemple verticale, au point A, par la distance
horizontale X sêparant les points A et H, par la distance
verticale Z séparant les points F et H, et par l'angle a que
fait la tangente tg avec l'horizontale, au point d'intercep-
fion F. Compte tenu des caractéristiques propres du missile
de défense 2, le temps d'interception DI (durée entre le tir
de lancement et l'arrivée au point F du missile 2 suivant la
trajectoire t) est donc défini par les trois paramètres X, Z
15 ~1~~~'~8
et a. Ces derniers peuvent avantageusement être tabulés a
priori pour que les paramètres de tir (instant de départ du
missile et ordres de guidage par le dispositif 8) soient
établis en un temps très bref.
Ainsi, l'algorithme du dispositif de calcul 7 effectue les
opérations suivantes .
- détermination d'un point d'interception favorable F ;
- détermination du plan vertical AHF, passant par ledit
point d'interception favorable F et par l'emplacement A du
missile de défense 2 ;
- détermination de la projection horizontale H du point
d'interception favorable F ;
- détermination de la distance horizontale X entre l'empla-
cement A et le point H ;
- détermination de la distance verticale Z entre le point
d'interception favorable F et le point H ;
- détermination du plan rr normal en F à la trajectoire T de
l'engin aérien 3 ;
- détermination de l'angle d'inclinaison a, par rapport à
l'horizontale, de l'intersection tg du plan vertical AHF
et du plan rr ;
- détermination de la trajectoire t du missile de défense 2,
dans le plan vertical AHF, à partir des paramètres X, Z et
a ; et
- détermination du temps d'interception DI du missile de
défense 2 suivant la trajectoire t.
De plus, cet algorithme détermine le point C de la
trajectoire t à partir duquel l'autodirecteur du missile de
défense est en mesure d'accrocher l'engin aérien et le point
D de la trajectoire T correspondant â la position estimée
dudit engin aérien à l'instant d'accrochage (voir la figure
4).
16 ~~3~~~8.
Par ailleurs, à partir des informations délivrées par le
dispositif de trajectographie 6, le calculateur 7 calcule à
chaque instant le temps de vol DV nécessaire à l'engin
aérien 3 pour atteindre le point F en suivant la trajectoire
T. Bien entendu, pour qu'une interception soit possible, il
faut que, au moment de la détermination du temps d'intercep-
tion DI, le temps de vol DV de l'engin 3 soit supérieur à
DI. Cependant, le temps de vol DV décroît sans cesse et, dès
que sa valeur devient égale à DI, le dispositif de lancement
10, commandé par le dispositif de calcul 7 (par la liaison
13), tire ledit missile de défense 2.
Ainsi, dès qu'un engin aérien 3 â intercepter est détecté et
identifié par le dispositif 4,5, celui-ci en informe le
dispositif de lancement 10 (par la liaison 12), ainsi que le
dispositif de trajectographie 6. Par suite, un missile de
défense 2 est préparê au tir de lancement par le dispositif
10 (par la liaison 11), tandis que le dispositif de calcul 7
détermine, de la façon décrite ci-dessus, la trajectoire
d'approche T, le point d'interception F, la trajectoire
d'interception t, le temps d'interception DI et le temps de
vol DV.
A l'instant où l'engin aérien 3 atteint ledit point B, le
dispositif de lancement 10 lance ledit missile de défense 2,
par exemple verticalement.
Par la liaison radioélectrique (flèches f) entre le disposi-
tif de guidage 8,9 et le missile de défense 2, celui-ci est
alors guidê sur la trajectoire d'interception t, de façon
semblable à la technique connue. Le dispositif 8,9 vérifie
la trajectographie du missile de défense 2 et, éventuelle-
ment, modifie l'accélération dudit missile 2 autour de
ladite trajectoire d'interception, en fonction des données
les plus récentes de la trajectographie de l'engin aérien et
du missile de défense, pour que l'interception dudit engin
CA 02134578 2004-09-13
17
aêrien 3 puisse avoir lieu en un point F, qui est alors
reprécisë par le dispositif de calcul 7. Le dispositif de
guidage 8,9 asservit alors en roulis le missile 2, de façon
que T axe central AD de l'autodirecteur 26 se maintienne
dans un plan passant par le point d'interception F et les
positions du missile 2 et de l'engin aérien 3 au moins à
partir du moment où le missile Z a atteint le point C.
En vol, l'autodirecteur 26 effectue le balayage de l'espace
dirigé vers l'engïn aérien en déplaçant l'axe AD dans le
cône d'angle au sommet p0.
Dès que l'autodirecteur 26 a accroché l'engin aërien 3, le
guidage du missile 2 est pris en charge par ledit autodirec-
teur et l'électronique associée, qui maintiennent Ledit
missile 2 sur la trajectoire d'interception t.
35 Dans la phase terminale de l'interception, le front de
détection FP de la fusëe de proximité 29 du missile de
défense 2 détecte un point Q de l'avant de l'engin aérien 3.
Dès cette dëtection du point Q, la fusée de proximité 29
commande la charge militaire à éclats 21 et celle-ci pro-
20 jette sa gerbe d'éclats suivant la direction I, sensiblement
__ perpendiculaire â l'axe L-L du missile 2 et dirigée du côté
opposé au front de dëtection FP (voir la figure 6).
Si, comme cela est représenté sur la figure 7, on compose
les.vitesses en jeu à l'instant de la projection de la gerbe
25 d'éclats, on constate que la vitesse relative VR entre le
missile de défense 2 et l'engin aérien 3, du fait, d'une
part, des valeurs respectives de la vitesse VE dudit missile
2 et de la vitesse VB dudit engin 3 et, d'autre part, de la
quasi-orthogonalité de ces vitesses VE et VB au voisinage du
30 point F, est inclinée sur la vitesse VB dudit engin 3, ainsi
que sur la vitesse VI des êclats de la gerbe projetée par Ia
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charge militaire 21, puisqu'alors ladite vitesse VI est
sensiblement parallèle à la vitesse VB de l'engin 3.
Par suite, la vitesse relative VIR desdits éclats, résultant
de la composition des vitesses VI et VR, est incliné d'un
angle Oj important sur la vitesse VB.
I1 en résulte que les êclats pénètrent â l'intérieur de
l'engin aérien 3, en suivant la direction IR, sous un angle
Oj important favorable à la destruction dudit engin (voir la
figure 8). De plus, l'impact des éclats est proche de la
pointe avant de l'engin aérien 3 du fait de la grande valeur
de l'angle Oj (une soixantaine de degrës dans l'exemple
décrit ci-dessus). Bien entendu, si un lëger retard apparait
dans la commande de la charge militaire 21 après Ia détec-
tion du point Q de l'engin aérien 3, les éclats atteignent
ce dernier suivant une direction IR', sensiblement parallèle
â IR, mais plus vers l'arrière dudit engin aérien (figure
8) .
Ainsi, grâce à la présente invention, il est possible
d'attaquer des cibles 3 plus rapides que ne le permet les
systèmes connus â attaque frontale, avec une plus grande
efficacité et un contrôle de la phase terminale très simple,
car la fenétre temporelle de mise â feu de la charge 21 est
relativement plus grande. De plus, on remarquera qu'une
augmentation de la vitesse VE du missile de défense 2 de
l'invention est favorable à l'efficacité de la charge (sur
la figure 7, on voit que plus VE est grand, plus Oj aug-
mente), alors qu'elle est défavorable pour un missile de
défense à attaque frontale.
