Note : Les descriptions sont présentées dans la langue officielle dans laquelle elles ont été soumises.
1~:6;~953
1 La présente invention concerne un systèrne pour le guidage
automatique d'un missile, du type autodirecteur
électromagnétique actif. Quoique non exclusivement, elle
est particulièrement appropriée aux missiles air-mer ou
mer-mer.
On connalt déjà des autodirecteurs électromagnétiques
actifs permettant le guidage automatique d'un missile en
direction d'une cible, notamment marine. Ces autodirec-
teurs connus utilisent deux voies de mesure exploitant
des signaux issus d'une antenne à balayage mécanique,
afin de délivrer au missi.le un signal d'écartométrie lui
permettant d'asservir sa trajectoire en direction d'une
cible détectée. Cette phase de poursuite automatique de
la cible est en général précédée d'une phase de recherche
permettant à l'autodirecteur de détecter le ou les échos
présents dans son domaine de recherche et éventuellement
d'effectuer un choix rapide de ces échos, en fonction de
critères simples, tels que par exemple l'amplitude ou la
largeur de ceux-ci. Pendant cette phase de recherche,
aucun ordre de guidage n'est envoyé au missile, de sorte
que cette phase doit être courte (en général, inférieure
à 1 seconde), ce qui ne permet donc pas une analyse
parallèle et permanente de tous les échos présents dans
le domaine de recherche et donc une classification fine
de ces échos et des cibles potentielles.
Ainsi, le guidage des missiles par les autodirecteurs
électromagnétiques actifs connus se fait par asservisse-
ment du missile sur une cible donnée. Une fois que ledit
missile est asservi sur ladite cible, il ne peut plus
3~ être dirigé vers une autre cible sans qu'apparaisse le
risque de manquer, d'une part, la cible vers laquelle
était dirigé en premier lieu le missile puisqu'il en est
volontairement détourné pour être dirigé au dernier
~Z62953
1 moment sur une autre et, d'autre part, la dernière cible
indiquée, car celle-ci aura été désignée trop tardivement
par l'autodirecteur.
La présente invention a pour objet de perfectionner les
autodirecteurs aotifs afin de leur permettre d'analyser
finement un champ de cibles, comportant éventuellement
des leurres et des brouilleurs, et de choisir la cible la
plus prioritaire.
A cette fin, selon l'invention, le système pour le
guidage d'un missile destiné à atteindre une cible
choisie parmi plusieurs cibles se trouvant dans une
région géographique où elles peuvent se déplacer, ce
système comportant des moyens d'observation explorant un
domaine d'action dont les limites latérales sont détermi-
nées par les possibilités d'exploration desdits moyensd'observation et par les possibilités de manoeuvres dudit
missile et dont la limite en profondeur est au plus égale
à la portée maximale desdits moyens d'observation, ainsi
que des moyens de calcul pour le traitement des informa~
tions délivrées par lesdits moyens d'observation, ledit
missile étant pourvu de commandes de direction controla-
bles par lesdits moyens de calcul, est remarquable :
- en ce que lesdits moyens d'observation sont du type à
antenne à balayage élect,ronique et explorent successi-
vement et en permanence la totalité d'une pluralité dezones élémentaires subdivisant fictivement la partie de
ladite région géographique recouverte à chaque instant
par ledit domaine d'action ;
~ .
- en ce que lesdits moyens de calcul sont associés à des
moyens de mémoire dans lesquels sont préenregistrées les
images électroniques de cibles potentielles classées par
ordre de priorité décroissante ;
- 1~629S~
1 - en ce que lesdits moyens de calcul déterminent les
positions des cibles se trouvant à chaque instant dans
ledit domaine d'action ;
~ en ce que lesdits moyens de calcul agissent sur les.
commandes de direction dudit missile pour faire glisser
ledit domaine d'action par rapport à ladite région
géographique afin de retarder la sortie, hors du domaine
d'observation, d'au moins certaines des cibles atteignant
les limites latérales de celui-ci ;
'10 - en ce que lesdits moyens de calcul effectuent en
continu la classi~ication des cibles se trouvant dans
ladite région géographique en comparant les images
électroniques de celles-ci fournies par lesdits moyens
d'observation avec lesdites images préenregistrées ; et
- en ce que lesdits moyens de calcul agissent finalement
sur lesdites commandes de direction pour guider ledit
missile vers la cible de plus grande priorité déterminée
par ladite classification.
Ainsi, grâce à la cadence élevée du balayage d'une
antenne électronique et au retard apporté à la sortie des
cibles hors du domaine d'observation, le système conforme
à la présente invention permet de bénéficier d'un temps
optimal (malgré la vitesse souvent élevée du missile)
pour procéder à la détection et à la classification fine
des cibles par compara,ison avec les images électroniques
enregistrées et de diriger le missile vers la cible la
plus prioritaire.
~Z6~g.~
De préférence, afin d'alléger au maximum le travail ae
calcul, préalablement à la détermination des trajectoires
suivies par les cibles, lesdits moyens de calcul
effectuent une préclassification des cibles par ordre
d'importance. Cette préclas~sification peut par exemple
être réalisée au moyen de l'amplitude des échos renvoyés
par lesdites cibles et elle permet de ne déterminer les
positions que des cibles les plus importantes.
Afin de n'établir qu'une seule liaison hyperfréquence
entre ladite antenne et le reste du système de guidage,
il est avantageux que ce dernier comporte un émetteur
hyperfréquence commandé par lesdits moyens de calcul et
alimentant ladite antenne par l'intermédiaire d'un
circulateur, qui, par ailleurs, adresse auxdits moyens de
calcul les signaux reçus desdites cibles par ladite
antenne. Il est également avantageux que l'exploration
de ladite antenne soit commandée par lesdits moyens de
calcul.
L ' antenne à balayage élec-tronique peut être du type
décrit dans les brevets français no. FR-A-2 400 781, français
no. FR-A-2 494 870 et européen no. EP-A-0 039 702. Elle
peut être:
,.
- soit du type monoplan,
- soit du type monoplan, mais comportant en plus un
dispositif mécanique de découplage de la position de
l'antenne en site des mouvements du missile;
- soit du type à deux plans permettant de découpler
électroniquement le faisceau des mouvements du missile
en site.
~b~
5 ~ 353
L'exploration par l'antenne es-t de préférence efEectuée
suivant un procesus pseudo-aléatoire, permettant
de s'affranchir de cer-tains brouilleurs.
Pour chaque posi-tion d'antenne, le système se]on
l'invention émet un signal hyperfréquence (une impulsion
étroite par exemple~ et ensuite il numérise l'amplitude
du signal de retour après détection, et éventuellement
intégration. A ce niveau, il est avantageux de faire
précéder l'étage numérisateur d'un amplificateur
logarithmique, a~in de réduire le nombre de bits
nécessaires, compte tenu de la dynamique souhaitée.
Le système procède donc en permanence à la confection de
cartes radar, en quantifiant l'amplitude du signal reçu
de chaque zone élémentaire.
Un traitement numérique, tel que celui décrit dans les
brevets francais no. FR A-2 402 971 et français no. FR-
A-2 494 870, permet alors, balayage après balayage, d'é-
tablir des pistes caractérisées par leur énergie et
correspondant à une évolution maximale possible des cibles
d'un balayage à l'autre.
En parallèle, le signal reçu autour des pistes ainsi
créées est exploité plus finement: on calcule les
fonctions d'autocorrélation des réponses en amplitude
obtenues dans des zones élémentaires successives et
comparéessuivant des lois mathématiques, à des fonctions
caractéristiques obtenues par apprentissage, notamment
à partir, soit de cibles réelles, soit de mesures faites
sur maquettes et extrapolées, ou bien encore par des
méthodes reposant sur une modélisation mathématique
des cibles.
~,~
~262953
1 A cet effet, par eY~emple, avec un radar présentant des
caractéristiques (fréquence, résolution, distance etc...)
identiques ou aussi proches que possible de celles
desdits moyens d'observation du missile, on enregistre
des réponses impulsionnelles de cibles réelles, éventuel-
lement suivant différentes présentations (en attitude) et
on fait subir ultérieurement auxdites réponses impulsion-
nelles des traitements d'autocorrélation comparables à
ceux qui seront effectués par l'autodirecteur. Les résul-
tats de ce traitement constituent les images électroni-
ques préenregistrées.
Pour obtenir ces images, on peut également reconstituer
lesdites cibles sous forme de maquettes à échelle réduite
et on effectue des mesures du type mentionné ci-dessus en
chambre anéchoide à fréquence transposée (dans le rapport
de réduction des maquettes).
Une classification des cibles et des leurres, suivant
leur probabilité d'être la cible désignée, est ainsi
effectuée.
.
Le type de balayage continu réalisé par l'invention,
associé au guidage multicible, présente de nombreux
. avantages par rapport aux autodirecteurs connus à ce
jour, à savoir :
- la sensibilité de détection des échos est meilleure,
car l'antenne revient en permanence dans toutes les
directions du domaine de recherche, permettant ainsi une
intégration plus longue des signaux. Ceci est particuliè-
rement avantageux dans le cas de cibles marines, car le
spectre de fluctuation de ces dernières s'étend à des
valeurs très basses (quelques dixièmes de Hertz) ;
~5L2~29~3
l - l'analyse et la c],assification parallèle et continue de
tous les échos du domaine permet de n'en négliger aucun à
priori, tout en d:isposant de ternps d'analyse irnportants
(ce qui est utile compte tenu du spectre de fluctuation
évoqué ci-dessus). Ceci est particulièrement avantageux
dans le cas de tirs à grande distance, pour lesquels les
erreurs sur la désignation d'objectif d'une part, et les
imprécisions du vol inertiel d'autre part, font que la
cible désignée peut être située de fa~on aléatoire dans
tout le domaine de recherche affiché ;
- face aux brouilleurs et à leur système d'écoute
associé, le fait que l'éclairage de la cible soit
intermittent, peut retarder et meme empecher la réponse
d'un brouilleur.
Par~ailleurs, le fait de disposer à tout instant d'un
maximum d'informations analysées et mémorisées pour tout
le domaine de recherche favorisent la localisation de la
cible choisie en sortie de sphère de brouillage. Ceci est
particulièrement avantageux dans le cas où un brouilleur
se déclenche après la mise en émission de l'autodirec-
teur. ~-
De plus, la présente invention apporte des simplifica-
tions au niveau de la réalisation de l'autodirecteur, à
savoir :
- une seule voie de réception,
- suppression des détect,eurs de positi.on et des systèmes
mécaniques de découplage de l'antenne,
- suppression des joints tournants hyperfréquence.
,
,*,,~
~ ~i2953
.
1 De préférence, au moins en ce qui concerne les cibles
potentielles les plus prioritaires, les images électro-
niques préenregistrées correspondent à plusieurs
attitudes différentes desdites cibles par rapport au
missile. Ainsi, le système de guidage selon l'invention,
non seulement identifie les cibles, mais connaît leur
position angulaire relative par rapport au missile. Il
peut donc, au lieu de guider le missile vers le point le
plus brillant de la cible prioritaire, conduire ledit
missile vers un point d'impact plus vulnérable de
celle-ci. Ce point d'impact favorable peut être choisi
par un programme de décision interne du système de
guidage selon l'invention ou par affichage avant le tir
dudit missile.
Par exemple, ce point d'impact est déterminé comme étant
le barycentre d'une pluralité de points brillants (pas
forcément les plus brillants) de ladite cible, les
coefficients affectés à chacun de ceux-ci étant
prédéterminés en fonction de ladite attitude.
Les figures du dessin annexé feront bien comprendre
comment l'invention peut être réalisée.
La figure 1 est une vue en plan schématique illustrant le
fonctionnement du système de guidage conforme à la
présente invention. '
!
La figure 2 donne le schéma synoptique du système de
guidage conforme à la présente invention.
La figure 3 donne le schéma synoptique du calculateur
pour le système de guidage conforme à la présente
invention.
~62~35~3
l La figure 4 illustre l'exploration du domaine d'action du
missile par l'antenne à balayage électronique.
Sur la figure l, on a représenté de façon très schéma-
tique un missile l destiné à atteindre une cible ti (avec
i = 1,2,3,....,n) choisie parmi plusieurs cibles tl, t2,
t3, t4, t5,... se trouvant dans une zone géographique Z,
dans laquelle elles peuvent éventuellement se déplacer.
Le missile 1 est pourvu d'un système de guidage 2 et de
commandes de direction 3, par exemple des ailerons aéro-
dynamiques, susceptibles d'être contrôlées par leditsystème de guidage 2 pour agir sur la direction d'avance
F dudit missile.
Comme on le verra par la suite, le système de guidage 2
comporte des moyens d'observation, constitués par une
antenne 4 à balayage électronique, et des moyens de cal-
cul 5, destinés au traitement des informations délivrées
par l'antenne 4 et au contrôle des commandes de direction
3-
L'antenne 4 explore une portion d'espace limitée, latéra-
lement, par deux lignes divergentes L1 et L2 correspon-
dant à l'amplitude d'exploration (balayage) A de ladite
antenne. Puisque, de plus, lesdits moyens d'observation
du missile l ont une portée maximale dépendant de leurs
caractéristiques propres, il en résulte que le domaine
d'action D dudit missile à un instant donné est au
maximum un secteur délimité par les lignes Ll et L2 et
par la portion de cercle P centré sur la position
instantanée du missile et dont le rayon correspond à
ladite portée maximale. Cependant, du fait de ses limites
de manoeuvrabilité, le missile l ne peut immédiatement
atteindre les portions des lignes L1 et L2 qui lui sont
~26~9~:;3
1 proches, de sorte que ledit domaine d'action D est de
plus amputé, juste devant ledit missile, d'une zone d qui
est déli- mitée par les lignes L1 et L2 et par des
courbes l1 et 12 et à l'intérieur de laquelle il n'est
pas possible de conduire le missile.
Ainsi, à un instant donné du vol du missile 1, le domaine
d'action D de celui-ci est constitué de la portion de
secteur délimitée par les lignes L1,L2,11,12 et P.
Bien entendu, au fur et à mesure que le missile 1 avance,
10 les lignes L1,L2,11 et 12 se déplacent avec le missile,
de sorte que la zone géographique à laquelle est super-
posé le domaine d'action se modifie sans cesse. Sur la
figure 1, on a montré que dans la position (I) le domaine
d'action D du missile 1 est suffisamment vaste pour
15 englober les cibles t1,t2,t3 et t4 (la cible t5 étant
déjà sortie du domaine D), alors que pour la position II
dudit missile, le domaine D s'est restreint au point que
seule la cible t,3 reste à l'intérieur de celui-ci, les
cibles t1 et t4 étant sorties latéralement à travers les
lignes L1 et L2 et la cible t2 se trouvant alors dans le
domaine d.
On remarquera que la sortie desdites cibles intervient
systématiquement au cours de l'avance du missile 1, meme
dans le cas où lesdites cibles sont fixes. Lorsque les
cibles sont mobiles et se déplacent dans la ~one Z, il va
~de soi que leur sortie du domaine D peut etre avancée ou
retardée suivant les trajectoires qu'elles suivent.
L'objet principal de la présente invention est de guider
le missile 1 de façon que les cibles ti restent le plus
longtemps possible à l~intérieur du domaine d'action D,
de fagon que le système de~ guidage 2 puisse bénéficier du
~2~29~
1 1
l temps optimal pour effectuer les opérations lui permet-
tant de classer lesdites cibles par ordre d'importance,
pour à chaque instant, ne laisser sortir du domaine
d'action D que la ou les cibles qui ne sont pas les plus
importantes (ou prioritaires) et guider finalement le
missile l vers la cible la plus importante.
Le mode de réalisation, montré par la figure 2, du
système de guidage 2 selon l'invention comporte une
antenne 4 à balayage électronique émettant et recevant
les signaux à hyperfréquence destinés à déceler les
cibles ti, ainsi qu'un calculateur 5 et un émetteur 6
desdits signaux. Le calculateur 5 cornmande l'antenne ll
grâce à la liaison 7 et l'émetteur 6 grâce à la liaison
8. L'émetteur 6, travaillant par exemple en bande X ou
Ku, peut être du type émetteur à impulsion (magnétron) ou
du système à compression d'impulsions. Les signaux qu'il
émet peuvent être cohérents ou non.
Les signaux de l'émetteur 6 sont adressés à l'antenne 4
par l'intermédiaire d'un circulateur-limiteur 9 et d'une
liaison 10. En sens inverse, les signaux recus par
l'antenne 4 sont adressés par celle-ci audit circulateur-
limiteur 9 à travers ladite liaison 10. On dispose ainsi
d'une liaison hyperfréquence 10 unique entre l'antenne 4
et ledit circulateur-limiteur 9.
Par ailleurs, le système de guidage 2 comporte un oscil-
lateur local 11 permettant d'effectuer la transposition
des signaux hyperfréquence reçus par l'antenne 4 en
signaux de moyenne fréquence, par l'intermédiaire d'un
mélangeur 12. Ces signau~ de moyenne fréquence sont
transmis à un récepteur 13 qui lui les filtre, les
détecte et les amplifie. A cet effet, le récepteur 13
peut comporter un amplificateur avec controle automatique
~.,
,~'
~2~9~3
12
1 de gain. Cependant, il est préférable que ledit
amplificateur soit du type logarithrnique afin que l'on
puisse disposer d'une dynamique instantanée importante
(supérieure à 70 dB).
Les signaux analogiques vidéo provenant du récepteur 13
sont transmis à un convertisseur analogique-numérique 14,
qui les transforme en signaux numériques. De préférence,
le convertisseur 14 est rapide (du type flash avec une
fréquence d'échantillonnage supérieure à 20 MHz) et
délivre un signal codé avec au moins six bits.
v Ges signaux nu~ériques sont transmis à un extracteur
radar 15, qui les mémorise après avoir effectué un
prétraitement (moyennage, comparaison à des seuils,).
Cet extracteur 15 peut être constitué d'une unité de
15 traitement rapide câblée (additionneurs, comparateurs,
portes logiques,...) et d'une mémoire dynamique à accès
rapide.
Le calculateur 5 assure la gestion de l'ensemble du
système et il exploite les données mémorisées par
l'extracteur 15, avec lequel il est relié par le bus 16,
afin d'effectuer les opérations de pistage et de classi-
fication conformes à l'invention. Il en résulte des
ordres transmis au missile 1 et notamment aux commandes
de direction 3 par l'intermédiaire d'un bus numérique 17
et des commandes destinees à l'antenne à balayage élec-
tronique 4 (par la liaison 7). Le calculateur 5 assure
aussi par-l'intermédiaire du bus 16 le dialogue avec le
missile pendant la phase d'initialisation de l'autodirec-
teur. Il peut par ailleurs contrôler le fonctionnement de
l'émetteur (instant de mise en émission), commande du
type d'émission, etc...), par la liaison 8
~ .
~ ~ P
~2~i295~
1 3
l Dans le mode de réalisation montré par la figure 3, le
calculateur 5 comporte une unité centrale 18, par exemple
constituée par un microprocesseur de gestion à 16 ou 32
bits, qui, par l'intermédiaire d'une ligne bus l9 est en .
liaison avec :
- une mémoire 20, par exemple morte, contenant le
logiciel et des images électroniques préenregistrées de
cibles potentielles ;
- une mémoire de travail 21, par exemple vive,
pour le stockage temporaire des données ;
- une unité arithmétique et logique rapide 22 ;
_ - un circuit d'interface 23 pour le bus 17 ;
- un circuit d'entrée-sortie 24 pour les liaisons 7 et
internes au système 2 ; et
~ un circuit d'interface 25 avec le bus extracteur 16
reliant le calculateur S à l'extracteur 15.
Comme le montre la figure 4, à un instant donné, le
calculateur 5 commande l'antenne 4 pour que celle-ci
explore un secteur élémentaire sj du domaine d'action D,
choisi parmi une pluralité p de secteurs élémentaires
adjacents s1 à sp (avec j - 1,2,3,...p) recouvrant la
totalité dudit domaine d'action D. De préférence, a~in
d'éviter autant que possible le brouillage de l'explora-
tion de l'antenne 4, le balayage du domaine d'action D ne
se fait pas dans l'ordre des secteurs de sl vers sp, mais
de façon aléatoire.
Par ailleurs, le calculateur 4 subdivise fictivement
chaque secteur élémentaire sj, le long du rayon de
celui-ci, en une pluralité q de zones élémentaires
3~ adjacentes zj1 à zjq recouvrant la totalité dudit secteur
S j ~ r
~X~ 3
1 Ainsi~ le domaine d'action D est subdivisé fictivement en
une pluralité pxq de zones élémentaires zjk (avec k =
1,2,3,...,q) explorées successivement, suivant des
séquences imposées par le calculateur 5, par ladite
antenne 4.
L'antenne 4, commandée par le calculateur 5 par la
liaison 7 et alimentée par l'émetteur 6 par la liaison
10, reçoit en retour l'écho des cibles ti et, par la
chaine 9,10,12,13,14,15 et 16, cet écho est adressé au
calculateur 5, qui sait ainsi dans quelle zone élémen-
taire zjk se trouve chaque cible ti.
~,
Bien entendu, il est indispensable qu'à chaque instant le
calculateur 5 modifie les indices j et k des zones
élémentaires zjk pour tenir compte de l'avance (fleche F)
et des éventuels changement de direction dudit missile 1.
L'actualisation continuelle des indices j et k en fonc-
tion de l'avance du missile est prise automatiquement en
compte par le calculateur 5. De plus, comme les change-
ments de direction du missile sont imposés à celui-ci par
le système 2 (par l'intermédiaire de la liaison 17 et des
commandes de direction 3) le calculateur 5 les connait et
peut modifier en continu, de facon appropriée, lesdits
indices j et k en fonction desdits changements de
direction.
~5 Ainsi, à chaque instant le calculateur 5 connaît avec
précision la position de chaque cible ti dans son domaine
d'action D.
1~:62~53
1 A ce stade de l'exploration, le calculateur 5 peut fa.ire
une présélection des cibles ti et, pour la suite du
processus, ne s'intéresser par exemple qu'aux cibles dont
l'amplitude de l'écho qépasse un seuil prédéterminé,
c'est-à-dire aux plus grosses cibles. Ainsi, sur la
figure 1 par exemple, on a supposé qu'en position (I) le
système de guidage 2 a laissé volontairement sortir la
cible t5 de son domaine d'action D (à travers la ligne
L2), parce que l'amplitude de l'écho de cette cible t5,
déterminée pour une position du missile 1 antérieure à la
position (I) (et non représentée), s'était révélée
inférieure audit seuil prédéterminé.
Puisque le calculateur 5 connaît à chaque instant la
position de cha~ue cible ti, il peut suivre les déplace-
ments desdites cibles sous l'action de leurs propresmoyens de propulsion. En effet, d'un balayage au suivant
effectué par l'antenne 4, une cible mobile ti passera
d'une zone élémentaire zjk à une zone élémentaire
adjacente ou voisine de celle-ci.
Le calculateur 5 suit donc, à l'intérieur de son domaine
d'action 5, le déplacement des cibles ti, en fonction de
sa propre avance et de ses propres changements de
direction. Il connalt donc, à chaque instant, celles des
cibles ti qui sont sur le point de sortir de son domaine
-d'action D à travers les lignes L1,L2,11 et 12.
Simultanément aux operations de détermination de position
décrites ci-dessus, le calcu].ateur 5 se livre à des
opérations de classification desdites cibles ti. Pour
cela, il compare les échos reçus par l'antenne 4, c'est-
3~ à-dire les images électroniques desdites cibles, à des
images électroniques de cibles potentielles enregistrées
dans la mémoire 20. Ces images préenregistrées sont
classées par ordre de priorité décroissante.
~L2~95
1 6
1 Ainsi, à chaque instant, le calculateur 5 non seulement
connaIt la position de chaque cible ti, mais détermine un
ordre de priorité dans la destruction desdites cibles.
Par suite, le calculateur 5 sait s'il peut ou non laisser
sortir une cible de son domaine d'action. Par exemple,
sur la figure 1, la position (II) du missile 1 correspond
au fait que, en position (I), le système de guidage 2 a
déterminé, outre les positions des cibles t1,t2,t3 et t4,
un ordre de priorité selon lequel la cible t3 est la plus
prioritaire. En passant de la position (I) à la position
(II), le système 2 a laissé sortir les cibles t1, t2 et
t4 hors du domaine d'action D.
-
En revanche, la position (III) de la figure 1 illustre lasituation dans laquelle, en position (I) du missile, le
système 2 a déterminé que la cible la plus prioritaire
était la cible t4. Dans ces conditions, le système 2 a
modifié la direction d'avance du missile 1 pour que cette
cible t4 reste dans le domaine d'action D de celui ci.
Cette position (III) du missile 1 illustre également le
cas où, le calculateur 5 ayant déjà éliminé de son choix
les cibles t1 et t2 les moins prioritaires, n'a cependant
pas encore définitivement choisi entre les cibles t3 et
t4. Par suite, le système de guidage 2 a communiqué au
missile 1 un changement de direction permettant de
maintenir, à la fois, et le plus longtemps possible, les
cibles t3 et t4 dans le domaine d'action D, afin de faire
bénéficier le calculateur 5 d'un temps optimal pour
effectuer son choix définitif.
~262953
1 Lorsque la cible la plus prioritaire est déterrninée
définitivement, le système de gui.dage selon l'in~Jention
passe en phase de poursuite finale de celle-ci, avec par
exemple une fréquence d'exploration par l'antenne 4 plus
grande qu'en phase de guidage.
Dans le cas favorable où, grâce à la comparaison des
images électroniques de la cible la plus prioritaire avec
les images électroniques préenregistrées, il est possible
de déterminer l~attitude de cette cible par rapport au
missile, on peut choisir un point d'impact différent du
point le plus brillant de la cible, par exemple selon des
critères tels que ceux mentionnés ci-dessus.
-
